KR101323836B1

KR101323836B1 - 항공기 내의 수동 비행 제어 시스템용 직렬 액츄에이터에 의한 비상 조종 방법

Info

Publication number: KR101323836B1
Application number: KR1020120023849A
Authority: KR
Inventors: 브루노 샤독; 패트릭 헬리오; 베르나르 젬마티; 카르스텐 크로크
Original assignee: 유로캅터 도이칠란트 게엠베하; 유로꼽떼르
Priority date: 2011-03-25
Filing date: 2012-03-08
Publication date: 2013-10-31
Also published as: EP2502825A1; US20120241563A1; US8684314B2

Abstract

신축 가능한 연결 수단(26)의 고장 발생시 항공기(1)의 수동 비행 제어 시스템(7)의 비상 조종을 위해 상류 제어 장치(8)는 직렬 액츄에이터(21)의 전자 제어 유닛(29)을 제어하고 출력 피봇 쿼드런트(25)는 센터링 로드(22)에 의해 봉쇄 및 센터링 동작을 받는다. 시스템의 고장 발생시, 출력 피봇 쿼드런트(25)는 비상 제어에 의해 에어포일 표면(11)이 작동되도록 직렬 액츄에이터(21)에 대한 지지점을 형성한다.

Description

항공기 내의 수동 비행 제어 시스템용 직렬 액츄에이터에 의한 비상 조종 방법{EMERGENCY PILOTING BY MEANS OF A SERIES ACTUATOR FOR A MANUAL FLIGHT CONTROL SYSTEM IN AN AIRCRAFT}

관련출원에 대한 상호참조

본원은 참조로 여기에 그 내용이 온전히 포함되어 있는 2011년 3월 25일자 출원된 EP 11 290147.5의 이익을 주장한다.

기술분야

본 발명은 항공기의 비상 조종의 분야에 관한 것이다.

비상 조종은 정상 동작시 자세 변화를 제어하도록 제공되는 하나 이상의 수동 비행 제어 시스템이 정상적으로 동작하지 않는 경우 조종사가 항공기의 자세 변화에 대하여 일정 정도의 제어(authority)를 유지하는 것을 의미한다.

이를 제한하지 않고 본 발명은 헬리콥터와 기타 회전익 항공기 또는 하이브리드 항공기와 같은 회전익 항공기에 적용되는 것으로 기술된다. 본 발명은 소위 "고정익"을 갖는 기타 항공기(비행기, 글라이더 등)에도 적용된다.

본 발명에 관련된 비행 제어 시스템은 "수동"이다. 결국, 정상 작동시 항공기의 비행 자세 변화를 얻기 위해서 조종사는 하나 이상의 수동 비행 제어 시스템의 일부를 구성하고 해당 부분에 동작을 가하는 제어 장치(예, 스틱, 레버 또는 페달- 하기 내용 참조)를 작동시킨다.

이들 수동 비행 제어 시스템은 하나 이상의 로터를 갖는 블래이드와 같은 하나 이상의 에어포일 표면 및/또는 기타 표면(날개, 플랩, 핀(fin), 안정판, 방향타 등)을 포함하며, 이들 표면의 동작을 제어하도록 구성된다. 항공기의 자세 변화를 실제 발생시키는 것은 이들 에어포일 표면 자체이다.

구체적으로, 수동 비행 제어 시스템은 항공기의 롤링(roll), 피칭(pitching) 또는 요잉(yaw) 동작의 비행 자세를 변화시키기 위해 조종사로부터의 제어를 전달한다.

단연히, "수동"이란 용어는 문자 그대로의 의미로 해석되어서는 안된다. 상기 용어는 구체적으로 인간에 의해 작동되는 비행 제어 시스템과 자동 제어 시스템[예, 자동 조종 장치 또는 자동 비행 제어 시스템(AFCS)] 간을 구분하는데 사용된다. 구체적으로, 통상적으로 페달에 동작을 가하는 발에 의해 작동되는 요잉 동작의 제어를 위한 기계적 시스템과 같은 제어 장치도 "수동" 비행 제어 시스템으로서 간주되어야 한다.

비행 제어 시스템이 "수동"으로 지칭되더라도, 비행 제어 시스템은 조종사가 에어포일 표면으로부터의 외부 반응력에 대항하여 수동 제어 장치를 이동시키는 것을 돕기 위해 파워 보조 장치를 포함할 수도 있다.

수동 비행 제어 시스템이 수동 제어 장치에 힘을 인가하는 것에 의해 이들 반응력을 나타내는 어느 정도의 "느낌"을 조종사에게 되돌리도록 하는 것도 드믄 일이 아니다. "햅틱(haptic)" 또는 "TRIM"이란 용어는 제어 시스템의 자세에 상대적으로 반응하는 피드백을 설명하는데 사용된다.

상류로부터 하류 측으로 움직임의 전달을 위해 수동 비행 제어 시스템은 (상류 단부에) 적어도 하나의 수동 비행 제어 장치와, 제어를 전달하기 위해 "연동 장치"로 불리는 중간의 기계적 연결부와, 하류 단부에 회전익(예, 로터 블래이드)과 같은 에어포일 표면을 포함한다.

수동 비행 제어 시스템의 설명을 예시하기 위해 종래의 헬리콥터를 참고한다.

일반적으로, "사이클릭 피치(cyclic pitch)" 시스템으로 알려진 수동 비행 제어 시스템은 "사이클릭 스틱(cyclic stick)"으로 알려진 대응하는 수동 비행 제어 장치에 작용을 미치는 것에 의해 롤링 및 피칭 동작의 비행 자세가 변화되도록 주 로터의 블래이드의 주기적 피칭에 대해 영향을 미친다.

"콜렉티브 피치(collective pitch)" 시스템으로 알려진 다른 수동 비행 제어 시스템은 "콜렉티브 피치" 레버 또는 "콜렉티브" 레버로 알려진 대응하는 수동 비행 제어 장치에 작용을 미치는 것에 의해 항공기의 비행 자세의 수직적 변화(즉, 고도 변화)를 일으키기 위해 블래이드의 콜렉티브 피칭 동작에 영향을 미친다.

또 다른 수동 비행 제어 시스템은 요잉 동작 비행 자세를 변화시키며, 해당 시스템은 조종사가 페달 형태의 비행 제어 장치를 사용하여 작동시킨다.

콜렉티브 피치 제어와 사이클릭 피치 제어는 믹서(mixer)에 의해 서로 독립적으로 그리고 상호작용 없이 작동될 수 있음에 유의하여야 한다.

예로써, 중량의 헬리콥터에서 수동 비행 제어 시스템은 페이징 유닛(phasing unit)을 포함하고; 안티-토크 "테일" 로터(anti-torque "tail" rotor)를 갖는 헬리콥터에서 요잉 동작 수동 비행 제어 시스템은 페달(제어 장치)과 1차 및 2차 (요잉) 연동 장치는 물론, 콜렉티브 피치 및 요잉 동작의 결합 수단과, 믹서를 포함한다.

따라서 이들 수동 비행 제어 시스템은 특히 요잉 동작의 자세 변화를 제어하도록 움직임을 전달하기 위해 비교적 길고 무겁다.

이러한 시스템은 특히 해당 시스템이 길거나 및/또는 복잡할 때(즉, 다수의 구성 요소를 포함) 상당할 수 있는 마찰력을 발생시킨다.

이론상, 이들 마찰력은 미국 특허 공개 US 2004/200928 또는 미국 특허 US 7 229 046의 문헌에 기술된 바와 같이 전기적 비행 제어의 사용을 이끌어낼 수 있다. 그럼에도 불구하고, 이러한 전기적 비행 제어는 실제 실시가 어렵다. 특히 기존의 항공기에 대해 전기적 비행 제어는 광범위하면서도 고비용의 변경을 야기한다.

이러한 어려움에 직면하여 실제적인 해법은 수동 비행 제어 시스템에 유압식 또는 공압식 파워 보조 장치를 제공하는 것이다.

본 발명과 관련하여 근거가 되는 것으로 여겨지는 다른 문헌이 하기에 논의된다.

다기능의 조종 지원을 제공하기 위해 프랑스 특허 FR 2 946 620 문헌에서 기술하고 있는 이동 전달 시스템의 경우, 해당 시스템과 기계적으로 연동되고 비행 제어 위치 및 해당 이동 전달 시스템 상에서 측정되는 순간적 힘의 함수로서 동작되는 조종 지원 수단을 사용하여 추가의 힘을 발생시킨다. 자동 조종 수단은 조종 보조 장치가 기존의 댐퍼와 병렬 액츄에이터의 기능을 수행하도록 하여 조종 보조 장치가 기존에 사용되었을 병렬 액츄에이터, 댐퍼 및 유압 장치를 대신할 수 있도록 조종 보조 장치를 제어할 수 있다. 조종 보조 장치는 선택적으로 로터와 연결 수단 사이에 배열되는 적어도 하나의 직렬 액츄에이터를 선택적으로 포함할 수 있다.

프랑스 특허 FR 2 931 132 문헌은 회전익기용 보조 비행 제어를 기술하고 있다. 스틱과 같은 제어 부재는 드라이브 로터와 고정자를 갖는 통합형 모터를 포함하는 크랭크 수단에 연결되고, 해당 모터는 조종 이동 센서로부터의 측정치의 함수로서 비행 제어 이동을 보조한다.

프랑스 특허 FR 2 407 130 문헌은 바람직한 비행 쿼드런트(quadrant)를 선택적으로 위치시킬 수 있게 하는 신축 케이블을 갖는 헬리콥터용 반복적 비행 제어를 기술하고 있다. 케이블 고장시 쿼드런트를 미리 선택된 위치로 배열하도록 쇼트 밸런싱 스프링(short balancing spring)이 사용된다.

프랑스 특허 FR 2 912 375 문헌은 "직렬" 액츄에이터의 예, 구체적으로 스마트 전자기계적 액츄에이터(SEMA)를 기술하고 있다. 해당 액츄에이터는 회전 전기 모터와, 위치 센서와, 그리고 위치 설정점 신호의 함수와 두 개의 위치 센서에 의해 전달되는 신호의 함수로서 변하는 모터 출력 신호를 전달하기 위하여 두 개의 위치 센서와 모터에 연결되는 서보-제어 회로를 포함한다. 반복 모듈은 고장 검출 신호의 검출을 위해 해당 모듈에 의해 전달되는 결과를 상호 모니터링하면서 두 개의 센서의 함수로서 위치를 계산한다.

프랑스 특허 FR 2 920 744 문헌은 회전익기의 제어 장치를 작동시키는 전기 보상 액츄에이터를 기술하고 있다. 자동 조종 시스템은 제어 신호를 비행 제어 장치 내에 직렬 연결된 전기 액츄에이터로 전달한다. 상호 제어 장치(특히, "사이클릭 스틱")에 대한 앵커(anchor) 포인트(또는 "중간" 포인트)를 유지하기 위해 상기 제어 장치, 특히 피칭 및 롤링 제어 장치에 보상 액츄에이터가 또한 장착된다. 보상 액츄에이터는 (자동) 동기 회전 모터와 역회전 가능한 감속 기어 장치를 포함한다. 모터 제어 회로는 적용된 위치 설정점의 함수로서 감속 단계의 기어비를 변화시킨다.

프랑스 특허 FR 2 946 317 문헌은 이동을 전달하기 위한 시스템에 가변 이득을 적용하고 비행 자세를 변화시키기 위해 사용되는 회전익 항공기의 수동 비행 제어 장치를 위한 크랭크를 기술하고 있다.

미국 특허 US 4 492 907 문헌은 유압 파워 보조 장치를 갖는 연결 시스템과 자동 비행 모드 중에 접속 시스템과 동시에 작동되는 두 개의 서보-제어 장치를 포함하는 헬리콥터용 요잉 동작 제어 시스템을 기술하고 있다. 위치 서보-제어 회로는 직렬 서보-모터에 의해 구동되고 특히 전위차계에 의해 측정될 수 있는 부재의 위치를 제어하기 위한 회로를 포함한다.

미국 특허 US 4 529 155 문헌은 반원형 쿼드런트와 각각의 상부에 신축 케이블이 고정된 유동 단부 기구를 갖는 헬리콥터용 비행 제어 시스템을 기술하고 있다. 유동 단부 기구는 케이블 분리의 경우에 적응하도록 스프링에 의해 가압된다. 반대 케이블의 고장시 스프링은 중심 정렬 동작을 수행한다.

미국 특허 공개 US 2010/072322 문헌은 약간의 이동 동작으로 요잉 동작을 조정하는 페달 시스템을 기술하고 있다. 안티-토크 로터에 대해 작동하도록 페달 시스템, 서보-제어 장치 및 조정 제어 로직이 제공된다.

이들은 비록 관심 대상이지만 상기 문헌들은 예컨대 헬리콥터와 같은 회전익 항공기의 비행 제어 장치의 고장시 비상 조종이라는 매우 특별한 측면과 관련하여 실제 거의 적합하지 않다.

이 점에서, 본 발명은 특히 다음과 같은 기술적 문제의 해결을 추구한다.

비행 안전의 분명한 이유로 인해 항공기의 비행 제어 장치의 고장을 줄이기 위한 다양한 해법이 제안된 바 있다. 수동 비행 제어 시스템 내에서의 이러한 고장은 항공기의 소실을 야기할 수 있다.

예를 들면, 특히 다음의 유로콥터의 헬리콥터: EC330, EC332 및 EC225에서 발견되는 것처럼 스프링 장착된 센터링 로드를 구비한 헬리콥터의 요잉 제어를 위한 수동 비행 제어 시스템이 공지되어 있다.

이러한 스프링 및 센터링 로드 시스템은 미국 특허 US 4 529 155의 주제에 필적하는 기능을 제공한다. 기계적 평형의 부여에 의해 시스템은 방향타(즉, 요잉 시스템의 안티-토크 로터)처럼 동작하는 에어포일 표면의 위치를 요잉 제어 고장 발생시 사용되도록 미리 결정된 위치에 "고정시키는 것"을 가능케 한다.

해당 스프링 및 센터링 로드 시스템이 유효하다고 하더라도, 그 복귀 위치는 일정하므로 단지 단일의 비행 세팅에 대응하며, 현재의 상황에 따르면 복귀 위치는 "안전" 속도("refuge" speed)에 연관됨이 틀림없다. 다시 말해, 조종사는 항공기의 자세의 요잉 변화를 더 이상 부여할 수 없으며, 조종사는 항공기가 비행 경로 상의 부여 속도("안전" 속도, 즉 최대 파워 속도와 같이 주어진 항공기에 대해 표준화된 속도로 지칭됨)를 갖도록 확보하여야 한다.

예를 들면, 이것은 전진 속도(forward speed)로 착륙을 행하는 것을 필요로 할 수 있다: 항공기는 소정 속도로 전진하면서 그라운드에 접촉한다. 이것은 바퀴달린 하부 구조를 갖지 않는 회전익 항공기의 경우 기껏해야 "경착륙(hard landing)"을 야기할 것이다.

"블랙호크" H60 항공기에 사용된 것과 같은 다른 접근법은 전술한 것과 실질적으로 유사하다. 그럼에도, 이러한 접근법은 특히 정상 모드로 제어되는 동안 수동 비행 제어 시스템에 인가되는 것이 필요한 제어력을 증가시키는 경향이 있다. 이들 힘은 직렬 액츄에이터(FR 2 912 375 문헌의 주제와 유사)와 병렬 또는 "트림" 액츄에이터 모두에 의해 극복될 필요가 있기 때문에, 제어력과 제어 스트로크 사이의 단 하나의 평형점과 복귀력에 대한 주어진 값으로써 연동 장치(케이블)의 고장시 조종이 불가능하다.

본 발명의 주요 목적 중 하나는 비행 제어 시스템 중 적어도 하나의 고장시 안전성을 더욱 향상시키는 항공기 제어 구조를 제공하는 것이다.

본 발명은 연동 장치의 기계적 요소가 고장난 후에 시스템에 대해 부분적 수동 제어를 유지하는 것을 추구하여야 한다.

또한, 본 발명은 수동 비행 제어 시스템의 전체 중량이 증가되는 것을 피하고 가능하게는 중량을 감소시키며, 그럼에도 안전성을 증가시키는 것을 추구한다.

당연히, 기존 항공기에 본 발명을 적용하는 것은 전체 구조에 큰 변경을 야기하지 않아야 하며, 통상적으로 적절한 경우 자동 조종 관계를 적용할 어떤 요구도 회피하여야 한다. 가능한 한, 본 발명은 기존 구조를 사용하면서 신규하거나 개선된 기능을 제공하는 것을 추구한다.

본 발명은 (고장 발생시) 여전히 향상된 안전성을 제공하면서, 조종사가 수동 비행 제어 시스템을 (정상 동작시) 작동하도록 인가할 필요가 있는 힘의 증가되는 것을 회피하고 심지어 감소시키는 것을 추구한다.

마지막으로, 본 발명은 기존의 안전 분석의 유효성에 의존하면서, 즉 보증 사항을 상당 부분 개정하는 것을 필요로 하지 않고, 전술한 문제점을 완화시키는 것을 추구한다.

본 발명은 특허청구범위에 의해 정의된다.

이를 위해, 본 발명은 항공기의 수동 비행 제어 시스템을 위한 비상 조종 방법을 제공한다.

상기 방법에서, 수동 비행 제어 시스템은 상류로부터 하류 측으로, 적어도: 수동 비행 제어 장치, 제어 전달을 위한 중간의 기계적 연결 장치 및 항공기의 비행 자세를 변화시키기 위한 에어포일 표면을 포함하도록 구성된다.

상기 방법은 그 상류 측에 입력 피봇 쿼드런트와, 그 하류 측에 출력 피봇 쿼드런트와, 그리고 적어도 하나의 신축 가능한 연결 수단(예, 하나 이상의 케이블)을 갖는 기계적 터미널 트랜스미션을 포함하도록 구성된 적어도 하나의 중간의 기계적 연결 장치를 제공한다.

상기 방법은 상기 입력 피봇 쿼드런트와 상기 출력 피봇 쿼드런트 사이에 구성되고 상기 피봇 쿼드런트들 사이에 회전 제어 동작을 전달하도록 하는 방식으로 서로 연결된 신축 가능한 연결 수단을 제공한다. 적어도 하나의 센터링 로드를 포함하는 이러한 수동 비행 제어 시스템에는 적어도 하나의 직렬 액츄에이터가 해당 직렬 액츄에이터를 제어하는 전자 제어 유닛에 결합(즉, 논리적으로 결합)된다.

본 발명의 방법에 따르면, 상기 기계적 터미널 트랜스미션은 하류 측에 적어도 하나의 센터링 로드에 평행하게 적어도 하나의 직렬 액츄에이터를 포함하도록 구성된다. 상기 출력 피봇 쿼드런트는 적어도 두 개의 별개의 편심(off-center) 힌지를 구비한다. 이들 중 하나의 힌지는 상기 에어포일 표면이 수동 비행 제어 시스템의 제어하에 있도록 상기 에어포일 표면에 제어 동작을 전달하는 편심 힌지이다. 상기 방법은 상기 직렬 액츄에이터를 상기 출력 피봇 쿼드런트에 연결하도록 상기 편심 제어 전달 힌지를 사용하는 단계를 제공한다. 다른 편심 힌지는 비상 센터링을 위한 것으로 상기 센터링 로드를 상기 출력 피봇 쿼드런트에 연결하도록 구성된다.

상기 신축 가능한 연결 수단의 고장시, 본 방법의 경우, 상류측 제어 장치는 직렬 액츄에이터의 전자 제어 유닛을 제어하는 한편, 상기 출력 피봇 쿼드런트는 상기 센터링 로드에 의해 센터링 동작을 받는다. 결국, 출력 피봇 쿼드런트는 상기 직렬 액츄에이터에 대한 지지점(bearing point)을 형성하며, 비상 조종은 상류측 제어 장치로부터 전자 제어 유닛으로 전달됨으로써 상기 직렬 액츄에이터를 작동시켜 상기 출력 피봇 쿼드런트를 제어된 양만큼 회전시키는 것에 의해 하류측 에어포일 표면이 이에 대응하여 비상 작동되는 것을 달성할 수 있다.

본 발명은 또한 항공기용 수동 비행 제어 시스템을 제공한다. 상기 수동 비행 제어 시스템은 상류로부터 하류 측으로, 적어도: 수동 비행 제어 장치, 제어 전달을 위한 중간의 기계적 연결 장치 및 항공기의 비행 자세를 변화시키기 위한 에어포일 표면을 포함하도록 구성된다.

적어도 하나의 중간의 기계적 연결 장치는 기계적 터미널 트랜스미션을 포함하고, 상기 기계적 터미널 트랜스미션은 그 상류 측에 입력 피봇 쿼드런트와, 그 하류 측에 출력 피봇 쿼드런트와, 적어도 하나의 신축 가능한 연결 수단을 포함한다.

상기 신축 가능한 연결 수단은 상기 입력 피봇 쿼드런트와 상기 출력 피봇 쿼드런트 사이에 구성되고 상기 피봇 쿼드런트들 사이에 회전 제어 동작을 전달하도록 구성된다. 수동 비행 제어 시스템은 적어도 하나의 센터링 로드와 적어도 하나의 직렬 액츄에이터를 포함하고, 상기 직렬 액츄에이터는 해당 직렬 액츄에이터를 제어하는 전자 제어 유닛에 논리적으로 연결된다.

본 발명에 따르면, 상기 기계적 터미널 트랜스미션은 하류 측에 적어도 하나의 센터링 로드에 평행하게 적어도 하나의 직렬 액츄에이터를 포함한다. 상기 출력 피봇 쿼드런트는 적어도 두 개의 별개의 편심 힌지를 구비한다. 하나의 편심 힌지는 수동 비행 제어 시스템의 제어하에서 상기 에어포일 표면에 제어 동작을 전달하기 위한 것이다. 제어 동작을 전달하기 위한 상기 편심 힌지는 상기 직렬 액츄에이터를 상기 출력 피봇 쿼드런트에 연결한다. 다른 편심 힌지는 상기 센터링 로드를 상기 출력 피봇 쿼드런트에 연결하는 비상 센터링 힌지이다. 수동 비행 제어 시스템의 말단 힌지는 상기 센터링 로드를 상기 출력 피봇 쿼드런트로부터 종방향으로 반대측에 있는 항공기의 고정 구조에 연결한다. 따라서, 상기 출력 피봇 쿼드런트는 상기 신축 가능한 연결 수단의 고장시, 전자 제어 유닛을 통해 수동 비행 제어 장치의 비상 조종 제어를 받는 상태의 상기 직렬 액츄에이터에 대한 지지점을 형성한다.

결국, 상기 출력 피봇 쿼드런트는 우선 상기 직렬 액츄에이터에 대한 지지점을 형성하고, 비상 조종은 상류측 제어 장치로부터 전자 제어 유닛으로 전달됨으로써 상기 직렬 액츄에이터를 작동시킨다. 따라서, 기계적 터미널 트랜스미션의 고장시, 하류측에 있는 에어포일 표면이 비상 대응 작동되도록 상기 출력 피봇 쿼드런트가 제어를 통해 회전이 이루어진다.

상기 수동 비행 제어 시스템의 일 실시예에서, 상기 기계적 터미널 트랜스미션은 하류에 단일의 센터링 로드에 평행하게 단일의 직렬 액츄에이터를 포함한다. 상기 단일의 직렬 액츄에이터는 1차적으로 출력 피봇 쿼드런트에 직접 힌지 연결되고 2차적으로 상기 에어포일 표면으로 이어지는 크랭크 수단에 힌지 연결된다. 상기 단일의 센터링 로드는 1차적으로 출력 피봇 쿼드런트에 직접 힌지 연결되고 2차적으로 고정형의 구조적 피봇에 힌지 연결된다.

상기 수동 비행 제어 시스템의 다른 실시예에서, 상기 기계적 터미널 트랜스미션은 하류 측에, 적어도 한 쌍의 직렬 액츄에이터와, 해당 쌍의 직렬 액츄에이터 사이에 배치되고 중간 피봇을 고정된 위치에 구비하는 로커(rocker)를 포함하고, 각 쌍의 직렬 액츄에이터는 적어도 하나의 센터링 로드와 평행하다.

상기 수동 비행 제어 시스템의 일 실시예에서, 상기 출력 쿼드런트로부터 하류 측의 직렬 액츄에이터(들)의 상기 전자 제어 유닛은 논리적으로 자동 조정 시스템과 상기 수동 비행 제어 장치의 분배된 제어 상태에 있다.

일 실시예에서, 상기 수동 비행 제어 시스템은 항공기의 요잉 동작 비행 자세 변화에 관한 조정 제어를 전달하며, 상기 수동 비행 제어 장치는 페달의 형태이다.

본 실시예에서, 에어포일 표면은 안티-토크 테일 로터 등의 형태이다.

일 실시예에서, 상기 수동 비행 제어 시스템은 항공기의 롤링 동작 비행 자세 변화에 관한 조정 제어를 전달하며, 상기 수동 비행 제어 장치는 사이클릭 스틱의 형태이다.

일 실시예에서, 상기 수동 비행 제어 시스템은 항공기의 피칭 동작 비행 자세 변화에 관한 조정 제어를 전달하며, 상기 수동 비행 제어 장치는 사이클릭 스틱의 형태이다.

일 실시예에서, 상기 수동 비행 제어 시스템은 상기 출력 피봇 쿼드런트에 힌지 연결된 상기 직렬 액츄에이터로부터 하류 측의 파워 보조 장치를 포함하며, 해당 파워 보조 장치는 수동 비행 제어 시스템의 제어하에 있는 에어포일 표면으로부터 상류측이고 상기 출력 쿼드런트로부터 하류측으로 배치된 서보-제어 장치 등의 형태이다.

일 실시예에서, 상기 수동 비행 제어 시스템은 항공기의 비행 자세의 수직적 변화를 위한 조종 제어를 전달하며, 상기 수동 비행 제어 장치는 콜렉티브 레버의 형태이다.

일 실시예에서, 상기 수동 비행 제어 시스템은 상기 기계적 터미널 트랜스미션으로부터 상류 측에 믹서를 포함하고, 해당 믹서는 상기 수동 비행 제어 장치와 상기 입력 피봇 쿼드런트 사이에 배치된다.

일 실시예에서, 상기 수동 비행 제어 시스템은 각각 상류 단부와 하류 단부를 갖는 두 개의 평행 케이블을 구비한 신축 가능한 연결 수단을 포함한다. 상기 신축 가능한 연결 수단의 두 개의 평행 케이블의 각각의 상류 단부는 (정상 동작시) 입력 피봇 쿼드런트에 결합되는 한편, 상기 신축 가능한 연결 수단의 각각의 케이블의 하류 단부는 (정상 동작시) 출력 피봇 쿼드런트에 결합된다.

일 실시예에서, 상기 수동 비행 제어 시스템의 기계적 터미널 트랜스미션에 있어서, 상기 센터링 로드에 평행한 각각의 직렬 액츄에이터는 종방향 축(실질적으로 상류와 하류 사이)을 따라 센터링 로드와 적어도 부분적으로 서로 인접하거나 그렇지 않으면 실질적으로 서로 공통의 직선형으로 존재한다.

본 발명은 또한 비상 조종 방법을 실시하거나 및/또는 전술한 바와 같은 수동 비행 제어 시스템을 하나 이상 포함하는 항공기를 제공한다.

본 실시예에서, 상기 항공기는 회전익 항공기이다.

상기 항공기의 일 실시예에서, 에어포일 표면은 안티-토크 테일 로터이고, 상기 수동 비행 제어 시스템은 항공기의 요잉 동작 비행 자세에 대해 작용을 미친다.

본 발명과 그 장점들은 예시로써 제공된 실시예에 대한 하기의 설명으로 그리고 첨부 도면을 참조하여 보다 상세하게 나타낸다.
도 1은 안티-토크 테일 로터와 단일의 주요 부양 및 추진 로터를 갖는 일례의 헬리콥터형 회전익 항공기 및 공지된 센터링 로드 및 스프링 기구를 갖춘 수동 요잉 동작 비행 제어 시스템의 단편적 분해 사시 선도이고;
도 2는 단일 센터링 로드에 평행한 단일 직렬 액츄에이터를 사용하고, 원래 도 1의 시스템과 유사하였지만 본 발명의 제1 실시예에 따라 제작된 수동 요잉 동작 비행 제어 시스템의 상세를 도시한 단편적 사시 선도이고;
도 3은 고정된 위치의 중간 피봇이 사이에 직렬 배치된 한 쌍의 직렬 액츄에이터와 해당 쌍의 직렬 액츄에이터에 평행한 단일의 센터링 로드를 포함하는 본 발명의 제2 실시예의 기계적 터미널 트랜스미션의 종방향 관점의 단편적 선도이고;
도 4는 쌍으로 된 직렬 액츄에이터(좌측에 상류 액츄에이터, 우측에 하류 액츄에이터)와, 고정된-피봇 로커와, 단일 센터링 로드가 평행 배치된, 도 3에서 볼 수 있는 본 발명의 기계적 터미널 트랜스미션을 보여주는, 위에서 바라본 단편적 평면 선도이고;
도 5는 출력 피봇 쿼드런트 상에 설치되고 고장 발생시 스프링 장착된 센터링 레버를 활성화하는데 적합한 연동 장치의 고장을 검출하기 위한 전기적 검출기를 구비한 본 발명의 기계적 터미널 트랜스미션(평행 직렬 액츄에이터(들)는 도시 생략)을 보여주는 도 4와 유사한 도면이다.

도면에는 상호 직교하는 3개의 축(X, Y, Z)이 제시된다.

X축은 "종방향"인 것으로 불리며, 설명되는 구조체의 길이 또는 큰 치수에 대응한다. 따라서, 수평 비행 중의 공기 속도와 항공기의 전진을 야기하기 위한 추력의 주요 성분은 상기 X축을 따른 방향을 지향한다.

비행시, 해당 X축은 항공기 전체로 볼 때 대략적으로 항공기의 롤링 동작의 축(이하 '롤링 축')을 나타내는 것이 일반적이다. 이러한 소위 "종방향" X축을 따라, 상류(전방) 및 하류(후방) 방향이 정해진다.

다른 축인 Y축은 "횡방향"인 것으로 불리며, 설명되는 구조체의 폭 또는 측방향 치수에 대응한다. 이들 종방향 X축 및 횡방향 Y축은 단순화의 목적으로 수평인 것으로 불린다. 예를 들면, 추진 구성체의 동체로부터의 거리는 기본적으로 상기 Y축을 따라 측정된다.

비행시, 상기 Y축은 보다 일반적으로는 항공기의 피칭 동작의 축(이하 "피칭 축")을 나타내는 것이 일반적인 관행이다. 예컨대, 두 개의 날개 절반부 또는 두 개의 추진 구성체 간을 구별하기 위해 "좌측"(전방으로 관찰시)이란 용어와 "우측"(전방으로 관찰시)이란 용어가 정해지는 것도 상기 Y축을 따라서이다.

제3의 축인 Z축은 "높이 방향"인 불리며, 설명되는 구조체의 높이 치수에 대응하며: "상"과 "하"의 용어가 이에 관련된다. 때로 상기 Z축은 수직인 것으로 불린다.

비행시, Z축은 대략적으로 항공기의 요잉 동작의 축(이하 '요잉 축')을 나타낸다. 단순화의 목적으로 회전익 항공기의 메인 모터의 회전축은 대략적으로 Z축을 따라 연장되는 것으로 간주된다.

X축과 Y축은 (도 3의 시트의 평면을 선형으로 교차하거나 도 4의 평면과 일치한) 소위 X,Y "주요"면을 형성하며, 도 1 내지 도 5에 도시된 종류의 항공기(1)의 경우, 지지 다각형이 상기 주요면 내에 내접된다.

상기 예에서, 항공기(1)는 복수의 블래이드(3)를 갖는 메인 부양 로터(2) 형태의 회전익을 포함하는 헬리콥터이다(도 1 참조). 메인 로터(2)는 특히 해당 메인 로터를 돌아가면 구동시키는 역할을 하는 지주(mast)(4) 상에 설치된다. 예컨대, 유로콥터의 수퍼 푸마 MKII, EC725 헬리콥터에서 유사한 구조체를 찾아볼 수 있다.

다른 예에서, 항공기(1)는 특히 비행기, 글라이더 등의 고정익 항공기이다.

비행시, 도 1에 도시된 바와 같은 메인 로터(2)의 블래이드(3)는 로터가 만들어내는 부양의 대략적인 방향에 수직한 간단히 말해 높이 방향의 축(Z)에 근접한 회전 평면을 갖는 매우 평탄한 콘(cone)의 형태로 운행한다. 이러한 일반적인 메인로터(2)의 부양은 수직 부양력과 항공기(1)를 (비행 경로를 따라) 전방으로 구동시키는 역할을 하는 수평 방향의 힘으로 분해될 수 있다.

회전익 항공기의 메인 로터의 블래이드의 피칭 동작을 제어하기 위한 사이클릭 피치 제어는 통상적으로 X축 및 Y축을 중심으로 한 항공기의 자세, 즉 롤링 및 피칭 동작에 영향을 미침을 상기하여야 한다.

도 1 및 도 2의 항공기(1)는 블래이드(6)를 갖는 안티-토크 테일 로터(5)를 또한 구비한다. 도 1에서 항공기(1)는 복수의 수동 비행 제어 시스템(7)도 포함하고 있다.

상류로부터 하류측으로 동작을 전달하는 수동 비행 제어 시스템(7)은 적어도:

수동 비행 제어 장치(8)(상류 단부에 있는 것으로 통상 조종실(9) 내에 있고 조종사에 의해 작동됨)와;

제어 전달을 위한 것으로 총괄적으로 "연동 장치"로 불리는 중간의 기계적 연결 장치(10)와;

하류 단부에 있는 것으로 로터(2 또는 5)의 블래이드(3 또는 6)와 같은 하나 이상의 에어포일 표면(11)을 포함한다.

본 발명의 상기 실시예에 따르면, 에어포일 구조체(11)는: 로터(들); 날개(들); 보조익(들); 플랩(들); 핀(fin)(들); 안정판(들); 방향타(들); 또는 물론 터빈(들); 추진기(들) 등으로부터 선택된 하나 이상의 에어포일 성분을 포함할 수 있다.

통상적으로, 다음의 두 개의 시스템이 제공되는데: 상기 메인 로터(2)의 블래이드의 사이클릭 피칭 동작을 제어하는 롤링 및 피칭 시스템과 메인 로터(2)의 블래이드의 콜렉티브 피칭 동작을 제어하는 고도-변화 시스템이 그것이다.

특히, 수동 비행 제어 시스템(7)은 메인 로터(2)의 상기 콘의 형태와 항공기와 관련된 기준의 특정 프레임에 대한 상기 콘의 경사각을 제어한다.

메인 로터(2)의 크기와 방향을 총괄적으로 제어하기 위해, 조종사는 블래이드(3)를 그 종방향 피칭 축에 대해 피봇 동작시키도록 통상 각각의 블래이드(3)의 피칭 각도의 값을 조정한다. 따라서, 조종사가 총괄적으로 피칭 동작의 변화를 야기하면, 즉 메인 로터(2)의 블래이드(3) 전체의 피칭 동작을 동일한 방식으로 변화시키면, 메인 로터(2)로부터의 총괄적 부양의 크기는 항공기(1)의 고도를 제어하는 방식으로 변화된다.

이에 비해, 블래이드(3)의 콜렉티브 피칭의 변화는 총괄적 부양이 추종 지향하는 축에 영향을 미치지 않는다. 메인 로터(2)에 의해 발생되는 총괄적 부양의 축을 변경시키기 위해서는 피칭 동작이 콜렉티브 방식이 아닌 사이클릭 방식으로 변화하도록 함으로써 상기 콘을 틸팅시키는 것이 적절하다. 이러한 상황에서, 블래이드(3)의 피칭 동작은 그 방위각의 함수로서 그리고 최대값으로부터 최소값으로 간 후 다시 역으로 통과되는 완벽한 1회전의 과정 중에 변화된다. 이들 최대값과 최소값은 각각 양측 방위각 값에서 얻어진다.

두 개의 수동 비행 제어 시스템(7)은 두 개의 수동 비행 제어 장치(8)를 메인 로터(2)의 블래이드(3)에 연결한다. 통상적으로, 제1 수동 비행 제어 시스템(7)은 "사이클릭 스틱"(12)으로 지칭되는 수동 비행 제어 장치(8)에 작용하는 것에 의해 롤링 및 피칭 동작의 비행 자세가 변하도록 메인 로터(2)의 블래이드(3)의 사이클릭 피칭 동작에 영향을 미친다.

다른 수동 비행 제어 시스템(7)은 도면 부호 13의 "콜렉티브 피치 레버" 또는 "콜렉티브 레버"로 지칭되고 항공기(1)의 상승 및 하강을 목적으로 하는 수동 비행 제어 장치(8)에 작용하는 것에 의해 항공기(1)의 수직 비행 자세를 변화시키도록 블래이드(3)의 콜렉티브 피칭 동작에 영향을 미친다.

도 1에서는 주어진 자세 변화(예, 피칭, 롤링 또는 요잉 동작)를 실행하는 수동 비행 제어 장치(8)에 의해 전달되는 제어 동작 이외에, 부여된 다른 항공기 비행 파라미터(또는 구조적 파라미터)가 믹서 유닛(14)에 의해 고려될 수 있다.

이러한 믹서 유닛(14)은 수동 비행 제어 시스템(7) 내에 구성되어 전용의 수동 비행 제어 장치(8)(사이클릭 스틱(12)이나 콜렉티브 레버(13), 또는 물론 페달(15))를 사용하는 것에 의해 요청된 것이 아닌 자세 변화를 야기한다. 믹서 유닛(14)은 특히 콜렉티브 피치 제어와 사이클릭 피치 제어가 서로 간의 상호작용 없이 서로 독립적으로 작동할 수 있도록 하는 역할을 한다.

도 1에서 수동 비행 제어 장치(8)는 쌍으로 이루어져 있는데, 각각 스틱(12), 레버(13) 또는 페달(15) 세트가 우측 및 좌측에 쌍으로 되어 있다.

어떤 경우든, 요잉 동작 비행 자세를 변화시키는 수동 비행 제어 시스템(7)은 조종사가 하나의 페달(15) 또는 다른 페달을 사용하는 것에 의해 작동되어 조종사에 의해 시발되는 자세 변화를 일으킨다. 통상적으로, 페달(15)은 통상 "테일" 로터로 불리는 안티-토크 로터에 작용한다.

도 1에서, 전용의 수용 비행 제어 시스템(7)의 경우, 사이클릭 스틱(12)을 믹서 유닛(14)에 연결하는 1차 롤링 및 피칭 연동 장치를 갖는 중간의 기계적 연장 장치(10)를 볼 수 있다. 믹서 유닛(14)은 (사이클릭) 2차 연동 장치를 통해 메인 로터(2)에 연결된다. 또한, 콜렉티브 레버(13)는 별개의 (콜렉티브) 1차 연동 장치를 통해 상기 믹서 유닛(14)에 연결된다.

하기에 설명되는 바와 같이, (롤링, 피칭 또는 콜렉티브 제어를 위한) 주어진 수동 비행 제어 시스템(7)은 연속적으로 1차 연동 장치와 2차 연동 장치를 통해 전용 에어포일 표면(예, 로터(2)의 블래이드(3) 또는 로터(5)의 블래이드)에 연결된다.

사이클릭 스틱(12)의 동작은 1차 롤링 및 피칭 연동 장치의 이동을 야기함으로써 대응하는 2차 연동 장치(들)가 믹서 유닛(14)을 통해 이동될 수 있게 한다.

다시 말해, 중간의 기계적 연결 장치(10)는 그 상류 단부에 적어도 하나의 1차 연동 장치와 그 하류 단부에 상기 1차 연동 장치에 연결된 적어도 하나의 2차 연동 장치를 포함한다.

따라서, 믹서 유닛(14)의 하류에 있으면서 제어될 에어포일 표면(11)까지 연장되는 2차 연동 장치, 즉 로터(5)의 블래이드(6)는 입력 피봇 쿼드런트(24)와 제어될 에어포일 표면(11) 사이에서 하류로 연장되는 소위 "기계적 터미널 트랜스미션" 섹션(23)을 포함하는 것을 알 수 있다.

롤링 및 피칭 동작을 야기하는 사이클릭 스틱(12)의 동작과 유사하게 콜렉티브 레버(13)의 동작은 믹서 유닛(14)을 통해 콜렉티브 1차 연장 장치의 이동과 그에 따른 2차 연동 장치의 이동을 야기한다.

도 1 및 도 2에서, 파워 보조 장치(16)는 2차 연동 장치 각각에서 서보-제어 장치의 형태를 가진다.

예를 들면, 경량 헬리콥터의 경우, 롤링 동작 제어를 제공하기 위한 "좌측 및 우측 롤링 서보-제어 장치"로 지칭되는 듀얼 파워 보조 장치(16)와 함께, 피칭 동작 제어를 위해 제공되고 편의상 "피칭 서보-제어 장치"로 지칭되는 파워 보조 장치(16)(또는 서보-제어 장치)가 제공된다.

결국, 메인 로터(2)의 블레이드(3)의 콜렉티브 피칭 동작의 변경을 위해 조종사는 상기 세 개의 파워 보조 장치(16)(예, 세 개의 서보-제어 장치)를 통해 메인 로터(2)에 작용하는 콜렉티브 피치 레버(13)를 이동시킨다.

이에 비해, 블래이드(3)의 사이클릭 피치를 변화시켜 항공기(1)를 주어진 방향으로 유도하기 위해 조종사는 사이클릭 피치(12)를 대응적으로 원하는 방향으로 틸팅시키는 것에 의해 파워 보조 장치(16)(적어도 하나의 서보-제어 장치)의 이동을 야기한다.

도 1에 도시된 바와 같이, 중량의 헬리콥터의 경우, 수동 비행 제어 시스템(7)은 위상을 변화시킬 수 있는 페이징 유닛(phasing unit)(17)을 포함한다.

도 1의 항공기(1)는 안티-토크 로터(5)를 포함하는 헬리콥터이므로, 요잉 동작의 수동 비행 제어 시스템(7)은 요잉 동작 제어 장치(8)에 작용하는 페달(15)을 포함한다. 페달(15)은 요잉 동작 제어의 역할을 하고 중간의 기계적 요잉 연결 장치(10)를 통해 그리고 1차 및 2차 연동 장치 및 믹서 유닛(14)을 통해 테일 로터(5)에 연결된다.

도 1의 항공기(1)는 요잉 댐퍼(18), 콜렉티브/요잉 커플링(19) 및 다양한 편향 수단(20)(벨 클랭크 등을 포함)을 포함함에 유의하여야 한다.

도 1에서는 직렬 액츄에이터(21)(SEMA로도 알려짐)와 스프링-장착 센터링 로드(22)를 볼 수 있다.

본 발명의 실시예들을 하기에 설명한다.

해당 실시예들은 헬리콥터용 요잉 제어에 관한 것이지만, 본 발명은 우선적으로 다른 종류의 비행 자세 변경 제어(롤링, 피칭,...)에도 당연히 적용되며 다른 의도한 종류의 항공기(비행기, 글라이더 등)에도 적용된다.

도 2에서, 도 1을 참조하여 설명한 요소(예, 공지된 자세 제어 장치)와 비슷한 기능을 갖는 요소는 동일한 도면 부호로 지시된다.

도 2에서, 도 1의 시스템과 유사한 요잉 동작을 위한 수동 비행 제어 시스템(7)은 본 발명의 제1 실시예에 따라 단일 스프링 장착 센터링 로드(22)에 평행하게 연결된 단일의 직렬 액츄에이터(21)를 제시하는데, 액츄에이터와 센터링 로드 모두는 기계적 터미널 트랜스미션(23) 내에 존재한다.

이러한 단일의 직렬 액츄에이터(21)와 단일의 스프링 장착된 센터링 로드(22)는 서로 평행하게 배열된다. 단일의 직렬 액츄에이터(21)와 단일의 센터링 로드(22)는 요잉 동작을 위한 중간의 기계적 연결 장치(10) 내에서 요잉 동작을 위한 수동 비행 제어 장치(7)의 하류 단부 측으로, 즉 연결 장치(10)의 하류 단부 부분에 설치되는데, 하류 부분은 "기계적 터미널 트랜스미션"(23)으로 지칭된다.

본 발명에 따른 이러한 요잉 동작 수동 비행 제어 시스템(7)은 상류로부터 하류측으로: 페달(15) 형태의 수동 비행 제어 장치(8)와, 2차 연동 장치로부터 하류에 기계적 터미널 트랜스미션(23)을 포함하는 중간의 기계적 연결 장치(10)와, 항공기(1)의 요잉 비행 자세 변화를 위한 에어포일 표면, 구체적으로 안티-토크 로터(5)의 블래이드(6)를 포함한다.

대응하는 중간의 기계적 연결 장치(10)의 요잉 동작 기계적 터미널 트랜스미션(23)은 통상 기계적 터미널 트랜스미션(23)의 상류 단부에 입력 피봇 쿼드런트(24)와, 상기 트랜스미션(23)의 더 하류측에 출력 피봇 쿼드런트(25)와, 본 실시예에서 입력 및 출력 피봇 쿼드런트(24, 25) 사이에 있는 한 쌍의 케이블(27, 28)의 형태인 적어도 하나의 신축 가능한 연결 수단을 포함한다.

도 1에서와 같이, 신축 가능한 연결 수단(26)은 피봇시 함께 결합되도록 하기 위해 입력 및 출력 피봇 쿼드런트(24, 25) 사이에 배열된다. 이들 신축 가능한 연결 수단(26)은 제어 피봇 동작을 하나의 쿼드런트로부터 다른 쿼드런트로 그리고 그 반대로 전달하도록 하는 방식으로 입력 피봇 쿼드런트(24)를 출력 피봇 쿼드런트(25)에 기계적으로 연결시킨다.

전술한 바와 같이, 수동 비행 제어 시스템(7)은 통상적으로 예컨대, 입력 피봇 쿼드런트(24)로부터 상류측에 존재하여 기계적 터미널 트랜스미션(23)의 외부에 적어도 하나의 직렬 액츄에이터(21)를 포함한다. 이러한 상황에서 수동 비행 제어 시스템(7)은 직렬 액츄에이터(21)의 제어를 위한 전자 제어 유닛(29)을 포함한다.

통상, 하나의 이러한 전자 제어 유닛(29)은 모터-구동에 따른 확장과 수축의 제어를 위해 각각의 직렬 액츄에이터(21)에 논리적으로 연결된다.

이러한 직렬 액츄에이터(21)의 실시예의 예시로써, 통합된 전자 장치를 가지고 SEMA로 알려진 전자 기계적 액츄에이터가 존재할 수 있다. 이러한 직렬 액츄에이터(21)는 때로 수치적 설정점(Arinc 429 메시지)을 수용하기 위한 전자 장치를 가지며 소폭의 매우 신속한 이동이 가능하다. 이러한 직렬 액츄에이터(21)는 헬리콥터의 비행 제어에 작용하면서 안내 기능을 수행하기 위해 자동 조종 컴퓨터로부터의 데이터를 사용하기 위한 전자 기계적 액츄에이터로서의 자동 조종 비행 제어 메커니즘에 사용된다.

추가적인 세부 사항을 위해, http://en.wikipedia.org/w/index.phd?title= Linear actuator & printable = yes 또는 실제로 http://www.sagem-ds.com/spip.phd?rubrique246&lang=fr을 참조할 수 있다.

본 발명과 달리, 도 1에서 기계적 터미널 트랜스미션(23)의 외부에 신축 가능한 연결 수단(26)으로부터 상류측에 있는 직렬 액츄에이터(21)는 입력 피봇 쿼드런트(24)에 결합되어 신축 가능한 연결 수단(26)을 통해 지나지 않고 피봇시 해당 쿼드런트를 직접 구동시킨다. 도 2에 도시된 본 발명에 따른 단일 직렬 액츄에이터(21)는, 여전히 당연하게 동일한 범용의 동작 시스템(7), 즉 동작 메커니즘인 동적 연동 장치인 시스템에 의존할지라도, 입력 피봇 쿼드런트(24)에 결합되지 않는다.

이것은 본 발명을 특징짓는 것으로, 상기 기계적 터미널 트랜스미션(23)은 하류 단부 측으로 적어도 하나의 센터링 로드(22)에 평행한 적어도 하나의 직렬 액츄에이터를 포함하고, 직렬 액츄에이터(21) 중 적어도 하나와 센터링 로드(22)는 출력 피봇 쿼드런트(25)에 힌지 연결되어 직접 결합된다.

이러한 상황에서 상기 출력 피봇 쿼드런트(25)는 적어도 두 개의 별개의 편심(off-center) 피봇 힌지(30)를 포함한다.

힌지 중 하나는 대응하는 수동 비행 제어 시스템(7)의 제어하에서 비행 자세를 변화시키기 위해 제어 신호를 상기 에어포일 표면(11)으로 전달하는 편심 힌지(30)이다. 도 2에서, 상기 편심 제어 전달 힌지(30)는 상기 직렬 액츄에이터(21)를 출력 피봇 쿼드런트(25)에 기계적으로 연결함으로써 단일의 직렬 액츄에이터의 확장 또는 수축을 통해 이들 사이에서 동작이 전달되도록 한다.

이러한 편심 전달 힌지(30)에 의해, 대응하는 수동 비행 제어 시스템(7)의 일부에 고장이 발생된 후 "비상 조종" 도중에, 힌지(30)에 의해 에어포일 표면(11), 여기서는 요잉 에어포일 표면의 수동 비행 제어 동작을 수행하는 것이 가능해진다.

이들 동작은 대응하는 수동 비행 제어 장치(8)(예, 페달(15))에 의해 시발되고 전자 제어 유닛(29)에 의해 중계된다. 이러한 전자 제어 유닛(29)은 단일 직렬 액츄에이터(21)가 확장 또는 수축 동작되도록 할 수 있다.

나머지 편심 힌지(30)는 "비상 센터링" 힌지인 것으로 불리며, 상기 센터링 로드(22)를 출력 피봇 쿼드런트(25)에 기계적으로 연결한다.

정상 동작시, 로드(22)와 쿼드런트(25) 사이의 상기 기계적 연결은 센터링 로드(22)가 쿼드런트(25)의 동작을 수용할 수 있게 한다.

또한, 대응하는 수동 비행 제어 시스템(7)의 일부가 고장난 후 그리고 로드(22)의 차단 후의 "비상 조종" 모드에서 상기 연결은 출력 피봇 쿼드런트(25)가 고정적으로 유지되고 중심 정렬되는 것을 보장한다.

이것은 단일 센터링 로드(22)가 출력 피봇 쿼드런트(25)의 반대측 단부에 상기 구조체의 고정 피봇(31)에 직접 힌지 연결되는 사실에 의해 가능하게 되는 결과이다. 이러한 고정 피봇(31)은 센터링 로드(22)에 고정된 지지점을 제공하도록 항공기의 구조체에 견고하게 고정된다.

결국, 신축 가능한 연결 수단(26)의 고정시, 전형적으로는 케이블(27-28)의 고장시, 본 발명은 상류측 제어 장치(8)가 기계적 터미널 트랜스미션(23) 내에 위치된 직렬 액츄에이터(21)의 제어를 위해 전자 제어 유닛(29)에 대해 제어를 전달하는 것을 보장한다.

그러나, 출력 피봇 쿼드런트(25)는 상기 센터링 로드(22)에 의해 자체가 미리 정해진 안정한 위치에 유지되도록 봉쇄된다. 이러한 방식으로 안전한 센터링 상태로 배치되는 것에 의해, 즉 피봇이 방지되는 것에 의해, 출력 피봇 쿼드런트(25)는 편심 전달 힌지(30)와 그에 따른 직렬 액츄에이터(21)에 대해 고정된 지지점을 형성한다.

전술한 바와 같이, 기계적 터미널 트랜스미션(23)의 직렬 액츄에이터(21)는 크랭크 수단(20)에 기계적으로 연결되는 일 단부(출력 피봇 쿼드런트(25)에 힌지 연결된 단부로부터 떨어져 있는 단부)를 가지며, 해당 크랭크 수단은 하류로 연장되어, 고장에도 불구하고 작용이 행해지는 것이 바람직한 비행 자세 변화를 위한 에어포일 표면(11)(블래이드(6))까지 연장된다.

직렬 액츄에이터(21)의 하류 단부와 크랭크 수단(20) 사이의 이러한 기계적 연결은 직렬 액츄에이터(21)의 확장/수축이 비상시 사용되어 크랭크 수단(20)을 피봇시키도록 할 수 있다. 따라서, 제어 동작은 크랭크 수단(20)을 통해 에어포일 표면(11)(블래이드(6))으로 전달된다.

전자 제어 유닛(29)에 의해 시발된 모터 구동에 따른 신장은 크랭크 수단(20)을 주어진 방향(예, 시계 방향)으로 피봇시킨다. 전자 제어 유닛(29)에 의해 시발된 모터 구동에 따른 수축은 크랭크 수단(20)을 반대 방향(예, 반시계 방향)으로 피봇시킨다.

회전 방향에 따라, 대응하는 에어포일 표면(11)은 일 방향으로 또는 반대 반향으로 자체 이동된다.

이것은 직렬 액츄에이터(21)와 대응하는 에어포일 표면(11)을 작동시키도록 비상 조종 동작이 상류 제어 장치(8)로부터 전자 제어 유닛(29)으로 전달되도록 할 수 있다.

본 발명은 다양한 수동 비행 제어 시스템(7), 특히 단일 에어포일 표면(11)이나 롤링, 피칭, 브레이킹 등의 다른 비행 자세에 대해 작용하는 시스템에 적용됨을 상기하여야 한다.

도 3 및 도 4는 본 발명의 요잉 수동 비행 제어 시스템(7)의 다른 실시예를 나타낸다.

본 수동 비행 제어 시스템(7)에서 기계적 터미널 트랜스미션(23)은 하류 단부에 직렬 연결로 쌍을 이룬 두 개의 직렬 액츄에이터(21)를 포함한다. 도 4에서는 상부 측의 좌측에 "상류-상부"(또는 "상류/우측-우현") 직렬 액츄에이터(21)와 하류측의 우측에 "하류-하부"(또는 "하류/좌측-부분") 직렬 액츄에이터(21)가 단부-대-단부 쌍을 형성함을 볼 수 있다.

이러한 쌍의 직렬 액츄에이터(21)는 단일의 스프링 장착된 센터링 로드(22)에 평행하게 배열된다. 상기 쌍의 직렬 액츄에이터(21) 사이에는 고정된 위치에 중간 피봇을 구비하는 로커(rocker)(32)가 배치된다. 상기 쌍의 직렬 액츄에이터(21)는 간접적으로 단부-대-단부로 연결되어, 상기 쌍의 직렬 액츄에이터 중 하나의 작동이 다른 하나의 직렬 액츄에이터(21)에 대해 작용하는 직렬 연결을 형성한다.

본 실시예의 경우 마찬가지로 기계적 터미널 트랜스미션(23)의 크랭크 수단(10)에 가깝게 고정된 구조적 피봇(31)에 힌지 연결되는 스프링 장착된 센터링 로드(22)와 마찬가지로, 고정된 위치에 중간 피봇을 갖는 로커(32)는 고정된 구조적 핀(33)에 힌지 연결된다.

도 4에서는 이러한 고정된 구조적 핀(33)이 자체가 항공기(1)의 동체, 여기서는 테일 붐(boom)의 세그먼트에 견고하게 고정된 구조적 크로스-부재(34)에 견고하게 장착됨을 분명히 볼 수 있다. 따라서, 고정된 구조적 핀(33)은 항공기(1)의 테일 붐에 합체되어 횡방향의 Y축에 대해 실질적으로 중심정렬된다.

본 발명의 상기 실시예에서, 연동 장치의 고장은 다음의 사건을 야기한다. 우선, 일단 고장이 검출시, 스프링 장착된 센터링 로드(22)는 출력 피봇 쿼드런트(25)를 고정하여 고정적으로 유지한다.

이것은 전자 제어 유닛(29)을 통해 비행 자세 변경 명령을 수신할 수 있는 상류-상부(즉, "상류/우측-우현") 직렬 액츄에이터(21)를 위한 지지점을 형성하며, 이때 상기 명령은 수동 비행 제어 장치(8)(요잉 동작을 위한 페달(15) 중 하나)로부터 유도된 것이다. 이것은 하류-하부(또는 "하류/좌측-부분") 직렬 액츄에이터(21)에 적용된다.

이들 명령은 쌍으로 된 직렬 액츄에이터(21)의 액츄에이터가 신장 또는 수축되거나 이동이 억제되도록 할 수 있다.

도 4에서, 상류-상부 직렬 액츄에이터(21)의 신장은 고정된 피봇을 갖는 로커(32)의 상부 분기부(35)를 우측으로 밀어낸다. 이러한 로커(32)는 변형될 수 없으며 고정된 핀(33) 상에 피봇되도록 설치되므로, 이러한 동작은 로커의 하부 분기부(36)가 좌측으로 이동되도록 한다.

출력 피봇 쿼드런트(25)로부터 멀리 있는 상류-상부 직렬 액츄에이터(21)는 고정된 핀(33)으로부터 횡방향의 거리에 있는 상부 분기부(35)에 힌지 연결되어 레버 아암을 형성함에 유의하여야 한다. 하류-하부 직렬 액츄에이터(21)는 고정된 핀(33)으로부터 횡방향의 거리에 있는 하부 분기부(36)에 힌지 연결된 크랭크 수단(20)으로부터 떨어져 있는 단부를 구비함으로써 다른 레버 아암을 형성한다.

이러한 신장 동작은 하류-하부 직렬 액츄에이터(21)를 좌측으로 당긴다. 전자 제어 유닛(29)의 제어하에, 상기 하류-하부 직렬 액츄에이터(21)는 상류-상부 직렬 액츄에이터(21)의 신장에 추가적으로 수축을 동시에 받게 된다.

이러한 직렬 액츄에이터(21)의 단부-대-단부 중복은, 사용되는 "SEMA" 액츄에이터의 빠르지만 작은 폭의 동작이 기계적 터미널 트랜스미션(23)의 크랭크 수단(20)과 그에 따라 비상 상황에서 조종이 필요한 에어포일 표면(들)(11)에 대한 바람직한 스트로크에 비해 불충분할 때 유리하다.

반대로, 도 4의 상류-상부 직렬 액츄에이터(21)의 수축은 로커(32)의 상부 분기부(35)를 좌측으로 당긴다. 이러한 로커(32)는 변형될 수 없으며 고정된 핀(33)에서 피봇되도록 설치되기 때문에, 이러한 동작은 하부 분기부(36)를 우측으로 이동시키도록 한다. 이러한 동작은 하류-하부 직렬 액츄에이터(21)를 우측으로 밀어낸다. 전자 제어 유닛(29)의 제어하에서 상기 하류-하부 직렬 액츄에이터(21)는 동시에 신장을 받게 된다.

대응하는 에어포일 표면(11)이 일 방향으로 이동되도록 하기 위해, 수동 비행 제어 장치(8)는 전자 제어 유닛(29)과 통신하고, 해당 전자 제어 유닛은 다시 직렬 액츄에이터(21)가 신장이나 수축 또는 고정(정적으로)되도록 한다.

수동 비행 제어 시스템(7)의 상기 실시예에서, 출력 피봇 쿼드런트(25)의 하류의 직렬 액츄에이터(21)를 위한 상기 전자 제어 유닛(29)은 논리적 관점에서 자동 조종 시스템(예, 마찬가지로 29로 참조되는 AFCS)과 상기 수동 비행 제어 장치(8)와의 사이에서 분배되는 제어하에 있다.

도 4에서, 수동 비행 제어 시스템(7)은 안티-토크 테일 로터(5)의 블래이드(6) 형태의 에어포일 표면(11)에 작용하도록 하기 위해 항공기의 요잉 비행 자세 변화에 관한 조종 제어 동작을 상기 수동 비행 제어 장치(8), 구체적으로 페달(15)로부터 전달한다.

다른 실시예에서, 본 발명에 따른 수동 비행 제어 시스템(7)은 항공기(1)의 롤링 비행 자세 변화에 관한 조종 제어 동작을 전달하며, 이에 상기 수동 비행 제어 장치(8)는 사이클릭 스틱(12)의 형태를 가진다. 마찬가지로, 본 발명에 따른 피칭 동작의 비상 조종을 위해, 수동 비행 제어 장치(8)는 사이클릭 스틱(12)의 형태를 가진다.

도 2는 수동 비행 제어 시스템(7)이 출력 피봇 쿼드런트(25)에 힌지 연결된 직렬 액츄에이터(21)로부터 하류에 파워 보조 장치(16)를 포함하고, 해당 파워 보조 장치는 서보-제어 장치 등의 형태일 수 있음을 보여주고 있다. 상기 파워 보조 장치(16)는 수동 비행 제어 시스템의 제어하에 제어되는 에어포일 표면(11)으로부터 상류에 그리고 상기 출력 피봇 쿼드런트(25)로부터 하류에 배치된다.

유사하게, 도 2에서 직렬 액츄에이터(21)로부터 하류의 기계적 터미널 트랜스미션(23)에는 서보-제어 장치의 형태의 파워 보조 장치(16)가 에어포일 표면(11)으로부터 상류에 배치된다.

도 2의 실시예에서, 요잉 수동 비행 제어 시스템(7)은 기계적 터미널 트랜스미션(23)으로부터 상류에 믹서 유닛(14)을 포함하며, 해당 믹서 유닛(14)은 수동 비행 제어 장치(8)와 상기 입력 피봇 쿼드런트(24) 사이에 배치된다.

도 2 내지 도 5에서, 산축 가능한 연결 수단은 두 개의 평행한 케이블에 의해 제공되며, 각각의 케이블은 상류 단부와 하류 단부를 가진다.

도 2 내지 도 5에서 분명히 볼 수 있는 바와 같이, (신축 가능한 연결 수단(26)의) 두 개의 평행한 케이블 각각의 하류 단부는 정상 동작시 출력 피봇 쿼드런트(25)에 결합된다. 도 2에서, 신축 가능한 연결 수단(26)의 두 개의 케이블 각각의 상류 단부는 정상 동작시 입력 피봇 쿼드런트(24)에 결합된다.

특히 실질적으로 상류와 하류 사이의 종방향 X축을 따라 기계적 터미널 트랜스미션(23)의 크기를 줄이기 위해, 센터링 로드(22)에 평행한 직렬 액츄에이터(21) 각각은 적어도 부분적으로 다른 액츄에이터(21)에 인접한다. 소정의 실시예에서, 이들 직렬 액츄에이터(21)는 예컨대 종방향 X축에 수직으로 유효하게 존재하는 작은 공간 내에 수용되도록 실질적으로 공통의 직선상에 있다.

따라서, 본 발명에 따라 항공기(1)가 회전익 항공기인지 여부에 무관하게 비상 조종 방법을 수행하거나 및/또는 전술한 바와 같은 하나 이상의 수동 비행 제어 시스템(7)을 포함하는 항공기(1)를 얻을 수 있다.

따라서, 본 발명은 비행 제어 장치의 고장시 비상 조종 수단으로서 하나 이상의 직렬 액츄에이터(21)의 신규하고도 자명하지 않은 사용을 포함한다.

비행 제어 장치의 고장은 때로 항공기(1)의 소실을 야기할 수 있다. 소정의 시스템(예, 요잉 시스템)은 예컨대, 입력 쿼드런트(24)로부터 상류에 센터링 로드(22)를 구비할 수 있다. 따라서, 고장시, 방향타의 위치를 자동으로 고정시키는 것, 예컨대 제어 장치의 고장시, 요잉 시스템(7)을 위한 안티-토크 로터(5)를 미리 정해진 위치에 고정시키는 것이 가능하다.

그럼에도, 미리 정해진 복귀 위치는 피난 속도에 관련된 단일 비행 세팅에 대응한다. 이것은 전진 속도로 착륙하는 것을 필요로 할 수 있다. 본 발명은 수동 비행 제어 시스템(7)의 고장시 안전성을 향상시키는 구조체의 제안을 가능케 한다. 제안된 구조체는 기계적 요소의 고장 발생 후에도 시스템에 대한 부분적 제어의 유지를 가능케 한다.

수동 비행 제어 시스템은 때로 그 길이 때문에 취약하다. 제어 시스템 내의 요소의 고장 발생 후에 일정 수준의 안전성이 유지되도록 하는 공지된 시스템은 전술한 바와 같은 한계를 가진다.

본 발명은 해당 시스템이 정상 모드로 동작되는 동안 수동 비행 제어 시스템(7) 내에 힘을 증가시키지 않는다. 본 발명은 수평 비행을 위한 설비에 관한 비상 상황에서 소정 범위의 선택을 조종사에게 제공하여 전진 속도로 착륙해야 할 필요성의 위험을 줄일 수 있게 한다.

본 발명의 사용을 통해, 비행 제어 시스템이 고장 발생 후 해당 시스템에 대해 제한된 제어의 조종을 제공하기 위해 파워 보조 장치(16)(예, 서보-제어 장치)로부터 바로 상류에 (정상 동작시 안정화를 제공하는 기능을 가지는) 직렬 액츄에이터(들)(21)가 위치되는 것이 가능하다. 이것은 항공기의 중량과 복잡성을 불리하게 하지 않고 항공기(1)의 안전성이 향상되도록 한다.

직렬 액츄에이터(21)는 자동 조종 컴퓨터와 같이 미리 존재할 수 있는 전자 제어 유닛(29)에 의해 제어되는데, 해당 컴퓨터는 액츄에이터가 연장 또는 수축되거나 고정될 수 있게 하는 능력을 가진다. 직렬 액츄에이터(들)(21)의 (신장 및/또는 수축의) 길이의 변화에 따라, 본 발명은 파워 보조 장치 밸브(예, 서보-제어 장치)의 제어를 가능케 하는데, 즉 디스패처(dispatcher)로서 작용하여 로터(5)의 블래이드(6) (등)의 피치를 변화시키는 것을 가능케 한다. 조정실 내의 제어 장치(8)(스틱(12), 레버(13), 페달(15))는 시스템의 상류 단부를 나타낸다. 파워 보조 장치(16)(서보-제어 장치)와 그것에 걸리는 에어포일 표면(11)으로의 입력에 있는 크랭크 수단(20)은 제어 시스템(7)의 하류 단부를 나타낸다.

직렬 액츄에이터(21)의 길이 변화는 파워 보조 장치(16)(예, 서보-제어 장치)로의 입력에서 크랭크 수단(20)의 이동을 야기하는 것이 바람직하므로, 본 발명의 직렬 액츄에이터(들)(21)는 하류보다는 상류에서 큰 마찰을 경험할 것이다. 이것이 본 발명에 있어서 특히 하류에서 수동 비행 제어 시스템(7) 내의 마찰을 가능한 한 작게 구성하도록 하는 이유이다. 직렬 액츄에이터(21)의 상류 고정은 많은 경우 평행 액츄에이터(도시 생략되어 있으며 트림 액츄에이터로 알려짐)에 의해 수행된다.

직렬 액츄에이터(21)가 센터링 로드(22)로부터 하류에 위치되면, 이들 액츄에이터들은 상류 평행 액츄에이터의 마찰 외에 로드(22)에 의해 고정된다.

제어 시스템(7)의 고장시, 상류 평행 액츄에이터와 직렬 액츄에이터(21) 사이에 기계적 연결이 더 이상 존재하지 않아도, 직렬 액츄에이터(21)는 (여전히 센터링 로드(22)에 의해 고정된 상태로 있으므로) 작동을 계속할 수 있다. 이를 위해, 전기적 연결(파워 서플라이, 제어)이 유지된다.

도 3 및 도 4에서 직렬 액츄에이터(21)는 로커(32)의 어느 측면에 설치된다. 상류측의 직렬 액츄에이터(21)는 출력 피봇 쿼드런트(25)의 섹터에 연결된다. 탄성 센터링 로드(22)는 그 일단부에서 출력 피봇 쿼드런트(25)의 상기 섹터에 연결되고 그 타단부에서 항공기(1)의 구조체에 연결된다. 하류측의 직렬 액츄에이터(21)는 최종의 제어 캠 또는 레버(39)를 통해 서보-제어 장치의 입력에 연결된 크랭크 수단(20)에 연결된다.

정상 동작시, 직렬 액츄에이터(21)는 해당 직렬 액츄에이터(21)로부터 상류에 위치된 요잉 시스템(7)의 마찰 때문에 평행 요잉 액츄에이터에 의해 그리고 센터링 로드(22)로부터의 복귀력에 의해 상류에 고정된다. 하류측의 직렬 액츄에이터(21)는 매우 작은 힘(크랭크 플러스 로드 플러스 서보-제어 입력 레버)만을 경험한다.

출력 피봇 쿼드런트(25)로부터 상류의 수동 비행 제어 시스템(7)의 고장, 예컨대 케이블의 고장 발생 후, 센터링 로드(22)는 저항하는 스프링의 효과에 의해 미리 정해진 소위 "복귀" 위치를 자동으로 잡게 된다. 직렬 액츄에이터(21)가 그 상류 단부에서 상기 위치에 고정되는 사실 외에도, 본 발명은 자동 조종 시스템(AFCS 등)에 대한 기준 위치를 정하는 장점을 제시한다.

복귀 위치로 재 중심 정렬되는 제어의 효과에 의해, 예컨대 신장되는 것에 의해 반대 방향으로 동작하는 직렬 액츄에이터(21)에 의해 자동으로 댐핑되는 요잉 동작이 시작될 것이다. 자동 조종의 기능은 비행 파라미터(여기서는 요잉 각속도)에서 유도되는 임의의 교란을, 해당 교란이 외부적(돌풍)이거나 내부적(예컨대, 센터링 로드에 의한 재 중심 정렬)인 것의 여부에 무관하게, 보상하는 것이다. 따라서, 자동 조종 시스템(AFCS 등)은 직렬 액츄에이터(21)에 주어진 제어의 범위 내에서 기생 진동 동작을 감쇄하면서 그 목표(선회 중의 정상 기수 배향(steady heading while hovering), 순항 비행시 정상 볼 인디케이터)의 실행을 계속할 것이다.

따라서 본 발명은 순항 비행시 조종사가 주어진 기수 배향으로 정렬되도록 하고 선회하면서 착륙시까지 해당 기수 방향을 따라 감속하도록 하는 것을 가능케 한다.

조종 관계를 결코 수정할 필요가 없고 추가의 센서도 필요치 않다.

도 5에는 정상 동작시 출력 피봇 쿼드런트(25)에 대해 명백한 복귀(transparent return)가 제공되는 "비행 제어 장치" 변형으로 지칭되는 변형을 나타내고 있다. 따라서, 신축 가능한 연결 수단(26)이 한 쌍의 케이블을 포함하는 경우, 이들 케이블은 소정량의 기계적 장력을 받게 된다.

본 발명의 수동 비행 제어 시스템(7)의 이러한 변형은 신축 가능한 연결 수단(16)의 케이블에 고장 발생시 자동으로 사용된다. 이를 위해, 신축 가능한 연결 수단(26)의 케이블의 하류 단부(37)의 상태를 모니터링하도록 출력 피봇 쿼드런트(25)와 관련하여 정상 장력을 감지하는 검출기(40)가 설치된다.

본 발명의 여러 가지 장점 중 하나는 비행 제어 시스템의 고장 발생 후 제한된 조종을 가능케 하는 것이다. 사실, 필요한 요소는 기 존재하는 요소이다. 또한, 구조체는 안전 분석을 이미 수행한 주요 받침으로부터 하류에 직렬 액츄에이터(21)를 가지고 이미 존재한다. 또한, 본 발명의 수동 비행 제어 시스템(7)의 소프트웨어적 실시를 제공할 때 (AFCS 시스템의) 조종 관계를 변경할 필요가 없다.

헬리콥터의 조종의 관점에서 자동 조종은 적절한 경우 고장 발생시 일시적 거동을 억제하여, 고장 발생 후 착륙 중에 고장 지속 중의 안전 한계를 크게 증가시킨다.

그럼에도 본 발명은 전술한 실시예에 한정되지 않는다. 반대로, 본 발명은 전술한 특징점의 등가물 어떤 것도 포괄한다.

Claims

항공기(1)의 수동 비행 제어 시스템(7)을 위한 비상 조종 방법으로서,
상기 수동 비행 제어 시스템(7)은 상류로부터 하류 측으로, 적어도: 수동 비행 제어 장치(8), 제어 전달을 위한 중간의 기계적 연결 장치(10) 및 항공기(1)의 비행 자세를 변화시키기 위한 에어포일 표면(11)을 포함하도록 구성되며;
상기 방법은, 기계적 터미널 트랜스미션(23)을 포함하도록 구성되고, 적어도 하나의 센터링 로드(22)를 포함하는 상기 수동 비행 제어 시스템(7)이 전자 제어 유닛(29)에 결합된 적어도 하나의 직렬 액츄에이터(21)를 구비하도록 구성된 적어도 하나의 중간의 기계적 연결 장치(10)를 제공하며, 상기 기계적 터미널 트랜스미션(23)은 그 상류 측으로 상류 단부에 입력 피봇 쿼드런트(24)와, 그 하류 단부에 출력 피봇 쿼드런트(25)와, 적어도 하나의 신축 가능한 연결 수단(26)을 가지며, 상기 기계적 터미널 트랜스미션(23)은 하류 단부 측으로 적어도 하나의 센터링 로드(22)에 평행한 적어도 하나의 직렬 액츄에이터(21)를 포함하도록 구성되며, 상기 출력 피봇 쿼드런트(25)는 적어도 두 개의 별개의 편심 피봇 힌지를 구비하며; 이들 힌지(30) 중 하나는 상기 에어포일 표면이 상기 수동 비행 제어 시스템(7)의 제어하에 있도록 상기 에어포일 표면(11)에 제어 동작을 전달하는 편심 힌지(30)이고; 상기 방법은 상기 직렬 액츄에이터(21)를 상기 출력 피봇 쿼드런트(25)에 연결하도록 상기 편심 제어 전달 힌지(30)를 사용하는 것을 제공하며, 다른 편심 힌지(30)는 비상 센터링 힌지(30)이고 상기 센터링 로드(22)를 상기 출력 피봇 쿼드런트(25)에 연결하도록 구성되며; 상기 신축 가능한 연결 수단(26)의 고장시, 상류측 제어 장치(8)는, 상기 출력 피봇 쿼드런트(25)가 직렬 액츄에이터(21)에 대한 지지점을 형성하고 비상 제어가 하류의 에어포일 표면(11)을 작동시키는 방식으로 상기 제어 장치(8)로부터 상기 전자 제어 유닛(29)으로 전달되도록, 상기 직렬 액츄에이터(21)의 전자 제어 유닛(29)을 제어하는 한편, 상기 출력 피봇 쿼드런트(25)는 상기 센터링 로드(22)에 의해 센터링 동작을 받는 것을 특징으로 하는 항공기(1)의 수동 비행 제어 시스템(7)용 비상 조종 방법.
항공기(1)용 수동 비행 제어 시스템(7)으로서,
상기 수동 비행 제어 시스템(7)은 상류로부터 하류 측으로, 적어도: 수동 비행 제어 장치(8), 제어 전달을 위한 중간의 기계적 연결 장치(10) 및 항공기(1)의 비행 자세를 변화시키기 위한 에어포일 표면(11)을 포함하며;
적어도 하나의 중간의 기계적 연결 장치(10)는 기계적 터미널 트랜스미션(23)을 포함하고, 상기 기계적 터미널 트랜스미션은 상류 입력 피봇 쿼드런트(24)와, 하류 출력 피봇 쿼드런트(25)와, 적어도 하나의 신축 가능한 연결 수단(26)을 포함하며, 상기 신축 가능한 연결 수단(26)은 상기 입력 피봇 쿼드런트(24)와 상기 출력 피봇 쿼드런트(25) 사이에 배열되고 상기 피봇 쿼드런트들(24, 25) 사이에 회전 제어 동작을 전달하도록 구성되며, 상기 수동 비행 제어 시스템(7)은 적어도 하나의 센터링 로드(22)와 적어도 하나의 직렬 액츄에이터(21)를 포함하고, 상기 직렬 액츄에이터(21)는 해당 직렬 액츄에이터(21)를 위한 전자 제어 유닛(29)에 논리적으로 연결되며, 상기 기계적 터미널 트랜스미션(23)은 하류 측에 적어도 하나의 센터링 로드(22)에 평행한 적어도 하나의 직렬 액츄에이터(21)를 포함하고, 상기 출력 피봇 쿼드런트(25)는 적어도 두 개의 별개의 편심 피봇 힌지(30)를 구비하며; 하나의 편심 힌지(30)는 상기 수동 비행 제어 시스템(7)의 제어하에서 상기 에어포일 표면(11)에 제어 동작을 전달하는 힌지이며, 상기 제어 동작을 전달하기 위한 상기 편심 힌지(30)는 상기 직렬 액츄에이터(21)를 상기 출력 피봇 쿼드런트(25)에 연결하며, 다른 편심 힌지(30)는 상기 센터링 로드(22)를 상기 상기 출력 피봇 쿼드런트(25)에 연결하는 비상 센터링 힌지이고, 상기 수동 비행 제어 시스템(7)으로부터 멀리 떨어진 힌지는 상기 센터링 로드(22)를 상기 출력 피봇 쿼드런트(25)로부터 종방향으로 반대측에 있는 상기 시스템(7)을 갖춘 항공기(1)의 고정 구조에 연결함으로써, 상기 출력 피봇 쿼드런트(25)는 상기 신축 가능한 연결 수단(26)의 고장시, 상기 전자 제어 유닛(29)을 통해 상기 수동 비행 제어 장치(8)의 제어를 받는 상태의 상기 직렬 액츄에이터(21)에 대한 지지점을 형성하는 것을 특징으로 하는 항공기(1)용 수동 비행 제어 시스템(7).
제2항에 있어서, 상기 기계적 터미널 트랜스미션(23)은 하류에 단일의 센터링 로드(22)에 평행한 단일의 직렬 액츄에이터(21)를 포함하며, 상기 단일의 직렬 액츄에이터(21)는 1차적으로 상기 출력 피봇 쿼드런트(25)에 직접 힌지 연결되고 2차적으로 상기 에어포일 표면(11)으로 이어지는 크랭크 수단(20)에 힌지 연결되며, 상기 단일의 센터링 로드(22)는 1차적으로 상기 출력 피봇 쿼드런트(25)에 직접 힌지 연결되고 2차적으로 고정형의 구조적 피봇(31)에 힌지 연결되는 수동 비행 제어 시스템(7).
제2항에 있어서, 상기 기계적 터미널 트랜스미션은 하류 측에, 적어도 한 쌍의 직렬 액츄에이터(21)와, 해당 쌍의 직렬 액츄에이터(21) 사이에 배치되고 중간 피봇(33)을 고정된 위치에 구비하는 로커(32)를 포함하고, 각 쌍의 직렬 액츄에이터(21)는 적어도 하나의 센터링 로드(22)와 평행한 수동 비행 제어 시스템(7).
제2항에 있어서, 상기 출력 쿼드런트(25)로부터 하류 측의 직렬 액츄에이터(들)(21)의 상기 전자 제어 유닛(29)은 논리적으로 자동 조정 시스템과 상기 수동 비행 제어 장치(8)의 분배된 제어 상태에 있는 수동 비행 제어 시스템(7).
제2항에 있어서, 상기 수동 비행 제어 시스템(7)은 항공기(1)의 요잉 동작 비행 자세 변화에 관한 조정 제어를 전달하며, 상기 수동 비행 제어 장치(8)는 페달(15)의 형태인 수동 비행 제어 시스템(7).
제6항에 있어서, 상기 에어포일 표면(11)은 안티-토크 테일 로터(5)의 블래이드(6)의 형태인 수동 비행 제어 시스템(7).
제2항에 있어서, 상기 수동 비행 제어 시스템(7)은 항공기(1)의 롤링 동작 비행 자세 변화에 관한 조정 제어를 전달하며, 상기 수동 비행 제어 장치(8)는 사이클릭 스틱(12)의 형태인 수동 비행 제어 시스템(7).
제2항에 있어서, 상기 수동 비행 제어 시스템(7)은 항공기(1)의 피칭 동작 비행 자세 변화에 관한 조정 제어를 전달하며, 상기 수동 비행 제어 장치(8)는 사이클릭 스틱(12)의 형태인 수동 비행 제어 시스템(7).
제2항에 있어서, 상기 수동 비행 제어 시스템(7)은 상기 출력 피봇 쿼드런트(25)에 힌지 연결된 상기 직렬 액츄에이터(21)로부터 하류 측의 파워 보조 장치(16)를 포함하며, 해당 파워 보조 장치(16)는 상기 수동 비행 제어 시스템(7)의 제어하에 있는 에어포일 표면(11)으로부터 상류측이고 상기 출력 쿼드런트(25)로부터 하류측으로 배치된 서보-제어 장치 등의 형태인 수동 비행 제어 시스템(7).
제2항에 있어서, 상기 수동 비행 제어 시스템(7)은 상기 기계적 터미널 트랜스미션(23)으로부터 상류 측에 믹서(14)를 포함하고, 해당 믹서(14)는 상기 수동 비행 제어 장치(8)와 상기 입력 피봇 쿼드런트(24) 사이에 배치된 수동 비행 제어 시스템(7).
제2항에 있어서, 상기 수동 비행 제어 시스템(7)은 각각 상류 단부(38)와 하류 단부(39)를 갖는 두 개의 평행 케이블을 구비한 신축 가능한 연결 수단(26)을 포함하며, 상기 두 개의 평행 케이블 각각의 상류 단부(38)는 상기 입력 피봇 쿼드런트(24)에 결합되는 한편, 상기 신축 가능한 연결 수단(26)의 각각의 케이블의 하류 단부(39)는 정상 동작시 상기 출력 피봇 쿼드런트(25)에 결합된 수동 비행 제어 시스템(7).
제2항에 있어서, 상기 센터링 로드(22)에 평행한 각각의 직렬 액츄에이터(21)는 종방향 축(X)을 따른 상기 기계적 터미널 트랜스미션(23) 내에서 상기 센터링 로드(22)와 적어도 부분적으로 서로 인접하거나 실질적으로 서로 공통의 직선형으로 존재하는 수동 비행 제어 시스템(7).
제1항에 따른 방법을 실시하는 항공기(1)로서 해당 항공기(1)는 회전익 항공기인 것을 특징으로 하는 항공기(1).
제14항에 있어서, 에어포일 표면(11)은 안티-토크 테일 로터(5)이고, 수동 비행 제어 시스템(7)은 항공기(1)의 요잉 동작 비행 자세에 대해 작용을 미치는 항공기(1).
제2항에 따른 수동 비행 제어 시스템(7)을 하나 이상 포함하는 항공기로서, 해당 항공기(1)는 회전익 항공기인 것을 특징으로 하는 항공기.
제16항에 있어서, 에어포일 표면(11)은 안티-토크 테일 로터(5)이고, 수동 비행 제어 시스템(7)은 항공기(1)의 요잉 동작 비행 자세에 대해 작용을 미치는 항공기(1).