KR101376749B1 - 항공기 조종 지원 방법, 장치 및 항공기 - Google Patents

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Abstract

본 발명은 제1 집합적 피치를 가진 복수의 제1블레이드들(6)을 가진 제1로터(5) 및 제2 집합적 피치를 가진 복수의 제2블레이드들(8)을 가진 제2로터(7)를 구비하는 항공기(1)의 조종을 지원하는 방법에 관한 것이다. 이 방법에 따르면, 컴퓨터는 동력 한계 곡선(70)을 결정하며, 항공기의 동력 플랜트의 적어도 한 개의 동력 정격의 한계에 도달하기 전에 이용 가능한 제1 및 제2집합적 피치 마진들에 대한 정보를 파일럿에게 제공하기 위해, 다이어그램(60) 안에 상기 한계 곡선(70)을 디스플레이한다.

Description

항공기 조종 지원 방법, 장치 및 항공기{A METHOD AND A DEVICE FOR ASSISTING THE PILOTING OF AN AIRCRAFT, AND AN AIRCRAFT}
관련 출원
본 출원은 2011년 3월 30일에 출원된 프랑스 특허 출원 제11/00936호로부터 도출된 것으로서, 그 출원의 내용은 본 명세서에 통합된다.
본 발명은 항공기 조종을 지원하기 위한 방법 및 장치 그리고 또한 항공기에 관한 것으로서, 특히 메인 리프트 및 추진 로터가 요잉(yaw) 제어를 제공하기 위한 테일 로터와 함께 제공되는 회전익 항공기(rotorcraft)에 관한 것이다.
회전익 항공기는 일반적으로 자유 터빈 터보샤프트 타입의 엔진과 같은 적어도 한 개의 엔진을 포함하는 동력 플랜트가 구비된다. 이때, 동력은 실질적으로 20,000rpm에서 50,000rpm 범위로 회전하는 각각의 자유 터빈의 저압력단으로부터 취해진다. 결과적으로, 상기 로터의 회전 속도가 실질적으로 200rpm에서 400rpm의 범위 안에 놓이기 때문에 동력 플랜트는 메인 추진(main propulsion) 및 리프트 로터(lift rotor)에 자유 터빈을 연결하기 위한 감속 기어박스(speed-reducing gearbox)를 포함한다: 이것을 메인 기어박스라 칭한다.
단일 엔진이나 쌍둥이 엔진 회전익 항공기 상의 터빈 엔진에 대한 두 개의 정상 사용 정격(normal utilization ratings)을 커버하는 터빈 엔진의 작동 엔벨로프(operating envelope)를 규정하기 위해 터빈 엔진의 온도 한계 및 메인 기어박스의 토크 한계가 사용된다:
· 한정된 시간 중에 심각한 저하 없이 수용 가능한 메인 기어박스의 토크 레벨 및 엔진의 온도 레벨에 해당하는 것으로, 최대 이륙 동력(TOP, takeoff power) 및 그러한 최대 이륙 동력 TOP이 사용될 수 있는 시간의 길이, 일반적으로 약 5분의 시간에 의해 정의되는 이륙 정격(takeoff rating);　
· 최대 이륙 동력 TOP의 약 90%에 해당하는 최대 연속 동력(MCP, maximum continuous power) 및 일반적으로 무제한인 그러한 최대 연속 동력 MCP의 사용 지속시간(duration)에 의해 정의되는 최대 연속 정격;
· 실질적으로 최대 이륙 동력 TOP와 대등하거나 심지어 동일한 확장 동력 및 약 30분이 되는 그러한 확장 동력 사용 지속시간에 의해 정의되는 확장 동력 정격; 및
· 최대 과도 동력(MTP, maximum transient power)에 의해 정의되는 동력 플랜트의 규정에 의해 판단되는 과도 정격.
쌍둥이 엔진 회전익 항공기에서, 작동 엔벨로프는 두 개의 터빈 엔진 중 하나가 고장났을 때에만 사용되는 초긴급 운용 정격(supercontingency rating)을 또한 포함한다:
· 보통 최대 이륙 동력의 약 112% 내지 120%에 해당하고 대략 연속 30초의 최대 지속시간을 가지는 "한 개 엔진 부작동 30초"(OEI 30", one-engine-inoperative 30-seconds) 정격이라고 종종 불리고, 보통 비행 중에 세 번 이용 가능한 초긴급 운용 동력(PSU, supercontingency power)에 의해 정의되는 제1비상 정격;
· 최대 이륙 동력의 약 105% 내지 110%에 해당하고 기껏해야 대략 연속 2분 동안 사용 가능한 "한 개 엔진 부작동 2분"(OEI 2', one-engine-inoperative two minutes)" 정격이라 종종 알려진 최대 초긴급 운용 동력(PMU, maximum supercontingency power)에 의해 정의되는 제2비상 정격;
· 중간 초긴급 운용 동력(PIU, intermediate supercontingency power), 즉 실질적으로 최대 이륙 동력과 동일하고 한 엔진이 고장난 후 남은 비행을 위해 이 중간 초긴급 운용 동력의 무제한적 사용 지속시간에 해당하는 "지속적 한 개 엔진 부작동"(OEI cont, one-engine-inoperative continuous) 정격이라고 종종 불리는 중간 초긴급 운용 동력에 의해 정의되는 제3비상 정격.
계산이나 테스트를 통해, 엔진 제조자는 고도 및 외부 온도의 함수로서 터빈 엔진에 대해 이용 가능한 동력 곡선들을 작성하며, 이것은 상기 규정된 정격들 각각에 대해 수행된다.
또한, 엔진 제조자는 위에서 특정한 정격들 각각에 해당하는 동력들인 MPC, TOP, MTP, OEI 30", OEI 2', OEI cont 및 허용가능한 수명 둘 모두가 얻어질 수 있게 하는 각 터빈 엔진의 한계를 결정한다. 이러한 한계는 일반적으로 터빈 엔진 가스 발전기의 회전 속도, 엔진 토크, 및 터빈 엔진의 저압력 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도인 엔진의 세 모니터링 파라미터를 사용해 모니터링되며, 그 양들은 당업자에 의해 각기 Ng, Cm 및 T45로 표시된다. 터빈 엔진이 고압력 터빈단을 포함하면, 고압력 터빈의 입구에서의 가스의 온도(TET라 쓰여짐)를 사용하는 것 역시 가능하며, 이러한 고압력 터빈으로의 입력에서의 가스 온도는 측정이 어려우므로 결론적으로 자유 터빈으로의 입구에서의 가스 온도, 즉 T45에 기반하여 계산된다.
따라서, 엔진의 작동 엔벨로프의 각 정격에 대해, 제조자는 각각의 모니터링 파라미터에 대한 한계를 그리며, 이러한 한계는 외부 조건, 즉 항공기 밖에 존재하는 외부 압력 P0 및 외부 온도 TO의 함수로서 가변될 수 있다.
예를 들어, 단일 엔진 항공기에 있어서, 엔진 제조자는 다음과 같은 것을 결정할 수 있다:
· 엔진이 각기 최대 이륙 동력, 최대 연속 동력, 및 최대 과도 동력을 발생시키고 있을 때 엔진의 저압력 자유 터빈 입구에서의 가스 온도에 해당하고 외부 환경의 함수로서 가변되는 제1온도 한계들 T4limTOP, T4limMCP, 및 T4limMTP;
· 엔진이 각기 최대 이륙 동력, 최대 연속 동력, 및 최대 과도 동력을 발생시키고 있을 때 엔진 가스 발전기의 회전 속도에 해당하고 외부 환경의 함수로서 가변되는 제2한계들 NglimTOP, NglimMCP, and NglimMTP; 및
· 엔진이 각기 최대 이륙 동력, 최대 연속 동력, 및 최대 과도 동력을 발생시키고 있을 때 엔진의 출구 샤프트 상에서 발휘되는 토크에 해당하고 외부 환경의 함수로서 가변되는 제3한계들 TQlimTOP, TQlimMCP, and TQlimMTP.
제3한계들은 메인 기어박스에 의해 발휘되는 토크에 기초한 유추를 통해, 예컨대 메인 기어박스의 입구 및/또는 메인 로터를 구동하는 그것의 마스트(mast)에서 측정될 수 있다는 것을 알 수 있다.
이러한 여러 한계들은 엔진 제조자 및 항공기 시공자에 의해 예컨대 테이블, 데이터베이스 또는 수식의 형태로 설정된다.
파일럿은 그에 따라 헬리콥터의 이동 조립부품들(moving assemblies)을 보호하기 위해 엔진 제조자의 권고안에 부합하도록 적절한 한계들을 고려하면서 항공기를 제어해야 한다.
이러한 한계들을 제어하기 위해 다양한 조종 지원 장치들이 알려져 있다.
프랑스 특허 제2 749 545호는 한계에 가장 가까운 터빈 엔진의 모니터링 파라미터들 중 하나에 관한 정보를 제공하는 조종 지시자를 개시한다. 그에 따라 부합되어야 하는 한계들에 관한 정보가 한 개의 디스플레이 상에 불러 모아져서, 일차로 그에 대한 개요(summary)를 제공하면서 파일럿의 작업을 단순화하기 위해 그 개요의 결과만을 제공하고 이차로 계측 패널 상의 공간을 절약할 수 있게 한다. 그것은 터빈 엔진의 상기 모니터링 파라미터들 가운데에서 "한계 파라미터"를 제공하며, 이 한계 파라미터는 상기 파라미터의 한계에 가장 가까운 현재 값을 제공하는 파라미터들 중 한 개이다. 이것이 그러한 지시자가 이하에서 "제1한계 지시자", 또는 (FLI, first limitation indicator)라고 불려지는 이유이다.
예를 들어, 다양한 모니터링 파라미터들은 외부 압력 및 외부 온도, 또는 실제로 엔진에서 나오는 동력의 레벨들을 고려하기 위한 변수일 수 있는 그들 각자의 한계들과 비교된 후, 엔진 토크에 관하여 필적할만한 스케일로 변환된다.
또한, 이러한 FLI의 변형들이 회전익 항공기의 메인 로터의 블레이드들(blades)을 위한 집합적 피치 마진(pitch margin)과 관련하여 한계 파라미터의 값을 디스플레이하는 데 도움이 된다.
예를 들어 프랑스 특허 제2 756 256호는 메인 로터의 블레이드들에 대한 등가적인 집합적 피치로 눈금이 매겨지며 상기 블레이드들의 실제 집합적 피치를 나타내는 인덱스를 지나 이동하는 스케일(scale) 상의 어떤 한계에 엔진이 도달하기 전에 엔진의 이용 가능한 동력 마진을 디스플레이 스크린 상에 표시하는 것을 제안한다. 예를 들어, 인덱스는 제1눈금도수(graduation)에 합치될 수 있고, 소정 동력에서의 한계 파라미터의 한계는 제1눈금도수 보다 큰 제2눈금도수에 합치될 수 있다. 그러면 파일럿은 상기 소정 동력에 도달하기 전에 이용 가능한 집합적 피치 마진을 알게 된다.
유럽 특허 제0 811 183호는 대안적 조정 지원 장치를 기술한다.
헬리콥터에서, 동력 플랜트에 의해 발생되는 동력은 실제로 메인 리프트 및 추진 로터에 의해 소비되지만 또한 다른 구성품들, 예컨대 테일 로터(tail rotor)에 의해서도 소비된다는 것을 알아야 한다.
프랑스 특허 제2 749 545호는 한계들을 설정하면서 출력되는 동력을 고려하는 것에 대해 제시한다. 그것이 바람직할 수는 있지만, 파일럿이 메인 로터의 블레이드들에 대한 집합적 피치를 제어하기 위한 제어 레버에 대해 동작하고 있을 때 조차 상기 한계들의 변화를 관측하는 것이 파일럿에게 방해가 될 수도 있다는 것을 알 수 있다.
유럽 특허 제2 258 615호 및 미국 특허 제2005/278084호 역시 알려져 있다.
본 발명은 적어도 제1로터 및 적어도 한 개의 엔진에 연결된 메인 기어박스를 포함하는 동력 플랜트에 의해 구동되는 제1로터 및 제2로터를 가진 항공기의 조종을 지원하기 위한 방법 및 장치의 제안을 모색한다.
"로터"라는 용어는 예컨대 풀러(puller)나 푸셔(pusher) 프로펠러, 또는 리프트 및/또는 추진 로터, 또는 요잉(yaw)을 제어하기 위한 테일 로터를 나타내는 데 사용된다.
본 발명에 따라 항공기에 적용되는 조종 지원 방법은 제1가변 집합적 피치를 가진 복수의 제1블레이드들을 가진 제1로터, 및 제2가변 집합적 피치를 가진 복수의 제2블레이드들을 가진 제2로터를 포함하고, 상기 항공기는 복수의 정격들에서 작동하는 적어도 한 개의 엔진이 제공되는 동력 플랜트를 가지며, 상기 동력 플랜트는 컴퓨터에 의해 복수의 소정 모니터링 파라미터들을 매개로 모니터링된다.
컴퓨터는 상기 방법의 다양한 단계들을 구현하기 위한 복수의 코드 세그먼트들을 가지는 프로그램을 포함한 메모리를 가진 프로세서 타입 계산 유닛을 포함할 수 있다. 컴퓨터는 온보드(on-board) 컴퓨터일 수 있다.
예로서, 복수의 정격들은 이륙 정격, 최대 연속 정격, 확장 동력 정격, 과도 정격, 제1비상 정격, 제2비상 정격, 및 제3비상 정격을 포함하는 리스트로부터 선택될 적어도 한 개의 정격을 포함한다. 모니터링 파라미터들은 엔진의 가스 발전기의 회전 속도, 엔진의 토크, 및 엔진의 자유 터빈 입구에서의 가스 온도를 포함하는 리스트로부터 선택할 적어도 한 개의 파라미터를 포함할 수 있다. 엔진 토크를 판단하기 위해 엔진과 로터 사이에 놓이는 엔진동력 플랜트의 메인 기어박스 상에서 발휘되는 토크를 측정 및 사용하는 것이 가능하다.
본 발명의 방법은 메인 로터 및 테일 로터를 가진 헬리콥터, 두 개의 상반 회전(contrarotating) 로터를 가진 헬리콥터, 리프트 로터 및 프로펠러를 가진 항공기, 또는 두 개의 프로펠러를 가진 항공기에 옵션으로서 적용될 수 있다.
이 방법의 제1단계에서, 컴퓨터가 예컨대 비행 제어 위치를 측정함으로써 각 순간(instant)의 제1 및 제2집합적 피치들을 결정한다. 그런 다음 컴퓨터는 각기 제1집합적 피치 및 제2집합적 피치와 관련된 집합적 피치 유닛들로 눈금이 매겨지는 제1축 및 제2축을 가진 다이어그램 안에서 제1집합적 피치 및 제2집합적 피치를 가리키는 인덱스가 디스플레이되게 한다.
또한, 제1단계와 나란히 구현되는 제2단계 중에, 컴퓨터는 엔진의 현재 작동 정격에서 한계에 가장 가까운 모니터링 파라미터들 중 하나에 해당하는 한계 파라미터를 결정한다. 예를 들어 컴퓨터는 엔진에 의한 사용 중 작동 정격과 관련된 한계에 어느 모니터링 파라미터가 도달하기 위해 공급되어야 하는 동력을 결정하며, 상기 한계 파라미터는 가장 작은 결정 동력과 연관된 모니터링 파라미터가 된다. 각각의 모니터링 파라미터를 그 한계에 대한 백분율로서 표현하는 것 역시 가능하며, 한계 파라미터는 가장 작은 백분율 마진을 가진 모니터링 파라미터가 된다. 한계 파라미터가 어떻게 결정될 수 있는지에 관한 정보를 획득하기 위해 최신 기술이 참조될 수 있다.
또한, "현재"라는 말은 실시간으로 얻어지는 정보를 한정하는데 사용되며, 때때로 "순간적"이라는 용어가 당업자에 의해 사용된다는 것을 알 수 있다.
한계 파라미터에서 시작할 때, 컴퓨터는 실시간으로 엔진의 적어도 한 개의 이용 가능 동력 마진을 결정하고, 각각의 동력 마진은 한계 파라미터가 상기 정격들 중 하나와 관련된 한계에 도달하게 하기 위해 제공되는 동력에 해당한다. 예를 들어, 엔진의 소정 작동 정격들 각각과 관련된 동력 마진이 결정된다.
그러한 조건 하에서, 컴퓨터는 동력 마진 당 한 개의 동력 한계 곡선을 결정하고, 각각의 정격에 대한 한계에 도달하기 전에 이용 가능한 제1 및 제2집합적 피치 마진들에 대해 파일럿에게 정보를 제공하는 다이어그램 안에서 그 한계 곡선을 디스플레이한다.
각각의 한계 곡선은 예컨대, 관련 한계에 도달하게 이끌 수 있는 제1 및 제2집합적 피치 쌍들의 집합을 디스플레이하기 위해 제1집합적 피치의 함수로서 제2집합적 피치를 제공하는 역할을 하는 함수이다. 컴퓨터는 각각의 가능한 동력 마진 및 각각의 정격과 관련된 한계 곡선을 포함하는 라이브러리를 포함할 수 있다. 예를 들어, 컴퓨터가 이륙 정격 한계에 도달하기 전 제1동력 마진, 과도 정격 한계에 도달하기 전 제2동력 마진, 및 최대 연속 동력 정격 한계에 도달하기 전 제3동력 마진을 측정하면, 컴퓨터는 예컨대 자신의 라이브러리를 참조하여 상기 동력 마진들에 각기 상응하는 제1, 제2 및 제3곡선들을 디스플레이 한다.
그 결과로서 이 방법에서는 엔진 한계에 도달하기 전 파일럿이 사용 가능한 제1 및 제2집합적 피치 편차들을 파일럿에게 보이기 위해 이차원 디스플레이가 사용된다.
예를 들어 헬리콥터의 테일 로터는 동력 플랜트에 의해 전달되는 동력의 15% 정도를 소비할 수 있으며, 따라서 이러한 동력 소비를 고려하는 것은 조종 지원 장치의 정확도를 개선시킨다. 또한, 파일럿은 제1 및 제2집합적 피치 제어에 대한 조종 액션의 결과를 명확히 알 수 있다.
헬리콥터 상에서 이 방법은 예컨대, 메인 로터의 집합적 피치를 제어하기 위한 레버에 아무 액션되 취하지 않은 상태로 페달을 이용해 테일 로터의 집합적 피치를 가변함으로써 비롯되는 것과 같이, 초보 파일럿이 당황해할 수 있는 한계들의 변경을 피한다.
이 방법은 또한 이하의 추가 특징들 중 한 개 이상을 포함할 수 있다.
예를 들어, 제1 및 제2집합적 피치들 각각은 두 극값들(extremums) 사이에서 기계적으로 바운딩되고, 한계 곡선이 극값들 중 하나에 도달하는 경우 상기 한계 곡선은 다이어그램의 축들 중 하나에 직교하고 도달된 극값을 지나는 직선에 의해 절단된다. 따라서 디스플레이되는 정보의 정확도가 높아진다.
다른 양태에서, 컴퓨터는 엔진에 의해 발생되는 현재의 동력 및 최소 손상 정도를 발생하는 소정의 문턱치 동력 사이의 동력 차이를 판단함으로써 동력 플랜트의 손상을 나타내는 손상 곡선을 결정하고 디스플레이할 수 있다.
그러한 상황 하에서, 파일럿이 정비 작동 및 동력 플랜트 수명의 최적화를 모색하는 경우, 가능한 손상 곡선에 가깝게 인덱스를 위치시키는 방법으로 항공기를 조종하는 것이 가능하다.
손상은 가로축을 따라 모니터링 파라미터를 그리고 세로축 위에 손상을 표현하는 그래프 안의 문턱 값에서 갈라지고, 문턱치 동력은 모니터링 파라미터가 문턱 값에 도달할 때 엔진에 의해 발생되는 동력에 해당한다.
다른 양태에서, 컴퓨터는 엔진에 의해 발생되고 있는 현재의 동력 및 소정 한계 동력 사이의 동력 갭(gap)을 판단함으로써 동력 플랜트의 최적 연료 소비 곡선을 판단하고 디스플레이할 수 있으며, 상기 소정의 한계 동력은 항공기가 "최적 범위의 속도(VBR, velocity of best range)"라고도 알려진 소정 전진(forward) 속도에 도달하기 위해 발생되어야 할 동력에 해당한다.
그러한 상황 하에서, 파일럿이 에너지 소비와 관련하여 전반적인 항공기의 성능을 최적화하는 것을 모색하는 경우, 최적 소비 곡선에 가능한 가깝게 인덱스를 위치시키도록 항공기를 제어하는 것이 가능하다.
저속에서는 연료 소비의 관점에서 엔진의 효율성은 상대적으로 낮지만 항공기 상의 공기동역학적 끌림 현상(aerodynamic drag) 또한 낮다. 빈대로, 고속에서는 연료 소비의 관점에서 엔진의 효율성은 상대적으로 양호하지만 항공기의 공기동역학적 끌림 현상(aerodynamic drag) 또한 높다. 소정의 전진 속도에서 최적의 합의점이 얻어진다는 점에 대해 유의해야 한다. 따라서 이러한 변형된 방법은 상기 소정 속도를 초래하는 제1 및 제2집합적 피치 쌍들의 집합을 디스플레이하는 것을 준비한다.
또한, 제1축 및 제2축의 교차점에 인덱스가 옵션으로서 디스플레이될 수 있다. 그러면 파일럿은 상황을 매우 신속하게 식별한다. 여기서 인덱스는 교차점에 마크되는 십자 모양이거나, 예컨대 제1축 및 제2축의 그냥 교차점이다.
한 구현예에서, 제1축 및 제2축은 서로 상대적으로 이동 가능하며, 컴퓨터는 제2집합적 피치가 가변할 때 제2축을 따라 제1축을 이동시키고 제1집합적 피치가 가변할 때 제1축을 따라 제2축을 이동시킨다. 특히 외부 조건의 변화나 한 개 이상의 엔진의 안정 상태의 변화에 의해 야기될 수 있는 한계들에 대한 변화가 없다면 디스플레이되는 다양한 곡선들은 이동하지 않는다.
다른 구현예에서, 컴퓨터는 제1집합적 피치가 가변될 때 제1축의 눈금을 이동시키고 제2집합적 피치가 가변할 때 제2축의 눈금을 이동시키며, 상기 곡선은 그에 따라 이동한다.
어떤 변형예에서, 동력 플랜트는 복수의 엔진을 포함하며, 컴퓨터는 한계에 가장 가까운 한계 파라미터를 가진 엔진에 관한 정보를 디스플레이한다.
또한 컴퓨터는 디스플레이 수단의 다이아그램 안에서 예측 포인터를 결정하여 디스플레이하며, 상기 포인터는 기동 시작시, 항공기가 기동 끝에 도달해야 하는 제1 및 제2집합적 피치들을 나타내는 역할을 한다.
과도기 중에 디스플레이되는 정보는 예컨대 파일럿이 요구된 집합적 피치를 인가할 때의 순간 및 로터 상에 반대 토크가 나타날 때의 순간 사이에 관측되는 지연, 또는 낮은 토크 제공에 해당하는 제1단계에서 큰 크기의 토크 제공에 해당하는 제2단계로 가기 위해 엔진의 현재 상황에 해당하지 않을 수도 있는데, 예컨대 점진적 가속으로 인해, 현재 상황에 대응하지 못할 수도 있다.
예를 들어 조종 지원 장치는 4도의 제1집합적 피치와 0인 제2집합적 피치만큼 인덱스로부터 분리된 포인트를 가진 한계 곡선을 나타낼 수 있다. 파일럿이 6도의 제1집합적 피치를 요구하기 위해 실수로 제어 장치를 움직인 경우, 제1집합적 피치가 점진적으로 증가할 것이다. 이때 파일럿은 한계가 곧 초과될 것이라는 것을 인지하지 못한다. 반대로, 기동을 시작하자 마자 포인터를 디스플레이함으로써 파일럿에게 엔진이 상기 한계 너머로 운전될 것이라는 정보를 제공하며, 그에 따라 파일럿이 주어진 오더(order)를 정정할 수 있게 한다.
마찬가지로, 컴퓨터는 예컨대 프랑스 특허 제2 871 520의 지침을 적용함으로써 예측 한계 파라미터를 결정할 수 있고, 기동 시작 시 디스플레이 수단의 다이어그램에 상기 예측 파라미터를 생성하는 제1 및 제2집합적 피치 쌍들 모두를 표시하는 일을 하는 예측 곡선을 디스플레이할 수 있다.
따라서, 프로세서 수단은 IPT, FLI, k 및 dFLI/dt가 각각 예측 한계 파라미터의 추정 값, 한계 파라미터의 현재 값, 곱셈 계수, 및 어떤 시간 구간 중의 현재 파라미터의 변동에 해당하는 예측 관계에 기초하여 예측 한계 파라미터를 산출할 수 있다:
Figure 112012025745325-pat00001
다른 기법으로서, 제조자는 시험을 통해 로터와 엔진을 위한 성능 모델을 설정한다. 파일럿에 의해 주어진 오더에 기초하여, 프로세서 수단은 로터들에 의해 소비될 수 있는 최종 동력을 결정하고 그런 다음 그로부터 기동 시작 시 상기 최종 동력을 생성하는 제1 및 제2집합적 피치 쌍들 전부를 나타내는 예측 커브를 유추한다.
방법 외에, 본 발명은 상기 방법을 구현함으로써 조종의 지원을 제공하는 장치를 또한 제공한다.
본 발명에 따르면 항공기 조종을 지원하는 장치는 동력 플랜트의 복수의 소정 모니터링 파라미터들을 측정하기 위한 센서들을 포함하고, 상기 항공기는 제1가변 집합적 피치를 가진 복수의 제1블레이드를 가진 제1로터, 및 제2가변 집합적 피치를 가진 복수의 제2블레이드를 가진 제2로터를 포함하고, 상기 항공기는 복수의 정격에 따라 작동하는 적어도 한 개의 엔진이 제공되는 동력 플랜트를 가진다.
이 장치는 특히, 제1집합적 피치를 측정하는 제1측정 수단 및 제2집합적 피치를 측정하는 제2측정 수단과 함께 컴퓨터에 연결된 디스플레이 수단을 포함한다는 점에서 주목할만하며, 상기 장치는 각기 제1집합적 피치 및 제2집합적 피치와 관련된 집합적 피치 유닛들로 눈금이 매겨지는 제1축 및 제2축을 가진 다이어그램 내 상기 제1집합적 피치 및 상기 제2집합적 피치를 디스플레이 수단 상에서 가리키고 컴퓨터에 의해 제어되는 인덱스를 포함하고, 상기 컴퓨터는 상기 다이어그램 안에 동력 마진 당 한 개의 이용 가능한 동력 한계 곡선을 디스플레이하기 위해, 측정 센서들을 사용하여 한계 파라미터가 상기 정격들 중 하나와 관련된 한계에 도달하게 하기 위해 공급되어야 할 동력에 해당하는 엔진의 적어도 한 개의 이용 가능 동력 마진을 판단함으로써, 파일럿에게 적어도 한 개의 정격의 한계에 도달하기 전에 이용 가능한 제1집합적 피치 마진 및 제2집합적 피치 마진에 대해 정보를 줄 수 있다.
또한, 제1 및 제2측정 수단은 제1 및 제2현재의 집합적 피치들을 실시간으로 측정할 수 있고, 상기 장치는 포인터를 디스플레이하기 위해 제1집합적 피치와 관련된 제1오더 및 제2집합적 피치와 관련된 제2오더를 측정하기 위한 측정 멤버들을 포함할 수 있다.
본 발명은 또한 제1가변 집합적 피치를 가진 복수의 제1블레이드들을 가진 제1로터, 및 제2가변 집합적 피치를 가진 복수의 제2블레이드들을 가진 제2로터를 포함하는 항공기를 또한 제공하고, 상기 항공기는 복수의 정격들에서 작동하는 적어도 한 개의 엔진이 제공되는 동력 플랜트를 가지며, 상기 항공기는 상기 제1블레이드들에 연결된 제1제어 장치(control)를 포함하는 제1제어 시스템 및 상기 제2블레이드들에 연결된 제2제어 장치를 포함하는 제2제어 시스템을 가진다.
이 항공기는 특히, 상술한 바와 같은 조종 지원 장치를 포함한다는 점에서 주목할만하다.
제1집합적 피치를 측정하기 위한 제1측정 수단은 제1제어 시스템 안에 구성될 수 있고, 제2집합적 피치를 측정하기 위한 제2측정 수단은 제2제어 시스템 안에 옵션으로서 구성된다는 것을 알아야 한다.
본 발명 및 그 이점들은 첨부된 도면을 참조하여 예시로서 주어지는 실시예들에 대한 아래 내용의 맥락으로부터 보다 상세하게 드러난다.
도 1은 본 발명의 항공기 및 조종 지원 장치의 블록도이다.
도 2 내지 4는 구현되는 방법을 설명하기 위한 디스플레이 수단의 보기들이다.
도 5 및 6은 한계 파라미터가 어떻게 산출되는지를 설명하는 그래프들이다.
도 7은 문턱값이 어떻게 결정되는지를 설명하는 그래프이다.
도 8은 소정 전진 속도를 보이는 그래프이다.
도 9 및 10은 특히 이동 가능한 눈금들이 제공되는 다른 실시예를 설명하기 위한 도면들이다.
도면들 중 둘 이상에 표시되는 구성요소들에는 그들 각각에 동일한 참조 부호들이 주어진다.
도 1은 제1 집합적 피치를 가진 복수의 제1블레이드들(6)을 가진 제1로터(5) 및 제2 집합적 피치를 가진 복수의 제2블레이드들(8)을 가진 제2로터(7)가 갖춰진 항공기(1)를 나타낸다.
예로서, 항공기(1)는 헬리콥터이고, 제1로터는 헬리콥터의 메인 리프트 및 추진 로터를 나타내고, 제2로터는 헬리콥터의 테일 로터를 나타낸다.
항공기(1)는 또한 예컨대 파일럿이 제1집합적 피치를 제어할 수 있도록 집합적 피치를 제어하기 위한 레버 타입의 제1제어 장치(81)를 포함하는 제1제어 시스템(80), 및 예컨대 파일럿이 제2집합적 피치를 제어할 수 있도록 페달(pedal) 타입의 제2제어 장치(83)를 포함하는 제2제어 시스템(82)을 보유한다.
제1 및 제2로터들(5 및 7)을 회전 상태로 두기 위해, 항공기는 예컨대 적어도 한 개의 기어박스와 함께 터보샤프트 엔진을 포함하는 타입의 적어도 한 개의 엔진을 가진 동력 플랜트를 포함한다. 예를 들어, 이 동력 플랜트는 메인 기어박스(4)를 통해 제1로터(5)를 구동하며 테일 기어박스(6)를 통해 제2로터(7)를 구동하는 제1엔진(2) 및 제2엔진(3)을 포함한다. 당연히 다른 구조들도 가능하다는 것이 자명하다.
엔진들은 가령 TOP 정격, MCP 정격, MTP 정격, 제1비상 정격 PSU, 제2비상 정격 PMU, 및 제3비상 정격 PIU를 포함하는 리스트로부터 선택된 복수의 정격들을 포함하는 작동 엔벨로프 안에서 작동한다.
항공기(1)는 또한 컴퓨터(40)를 포함하는 조종 지원 장치(10)를 포함한다.
컴퓨터(40)는 엔진들(2 및 3)을 모니터링하기 위한 파라미터들을 측정하는 센서들(20)에 유선 또는 무선 접속을 통해 연결된다. 모니터링 파라미터들은 각각의 엔진의 가스 발전기의 회전 속도 Ng, 각각의 엔진의 토크 TQ, 및 가스 온도, 특히 각각의 엔진의 저압력 자유 터빈 입구에서의 가스 온도 T45를 포함하는 리스트로부터 선택될 적어도 한 개의 파라미터를 포함한다.
그러한 상황들 하에서, 조종 지원 장치(10)는 각각의 엔진의 회전 속도 Ng를 측정하기 위한 측정 센서(21, 24), 각각의 엔진에 의해 발생되는 토크 TQ를 측정하기 위한 측정 센서(22, 25), 및 각각의 엔진의 가스 온도 T45를 측정하기 위한 측정 센서(23, 26)를 보유한다. 엔진들(2 및 3)의 집합에 의해 발휘되는 토크를 판단하기 위해 기어박스 상에 발휘되는 토크를 측정하는 것이 가능하다는 것을 알아야 한다.
또한, 조종 지원 장치(10)는 외부 압력 PO을 감지하기 위한 센서(31) 및 외부 온도 TO를 감지하기 위한 센서(32)를 포함하며, 이들 센서들은 컴퓨터(40)에 연결된다.
마지막으로 컴퓨터(40)는 디스플레이 수단(50)에 연결된다.
그러한 상황 하에서, 조종 지원 장치(10)는 제1집합적 피치를 측정하며 제1제어 시스템(80) 상에 구성되는 제1측정 수단(27) 및 제2집합적 피치를 측정하기 위한 제2측정 수단(28)을 예컨대 블레이드들의 피치를 제어하기 위한 막대들 상이나 비행 제어 장치들 상에 존재하는 센서들의 형태로 구현한다. 이러한 측정 수단들은 도면을 무의미하게 복잡하게 하는 것을 피하게 하기 위해 도 1에는 도시되지 않은 유선 또는 무선 접속을 통해 컴퓨터(40)와 통신한다.
장치(10)에 의해 구현되는 것과 같은 발명의 방법에서, 컴퓨터(40)는 측정 수단들에 의해 전달되는 정보를 이용하여 제1집합적 피치 및 제2집합적 피치를 결정한다. 그 결과, 조종 지원 장치(10)는 이 제1집합적 피치 및 이 제2집합적 피치를 디스플레이 수단 상에 표시하기 위한 인덱스(63)를 포함한다.
장치(10)는 제1집합적 피치를 위한 피치로 눈금 매겨진 제1축(61)과 제2집합적 피치를 위한 피치로 눈금 매겨진 제2축(62)을 사용하는 다이어그램을 가진다. 예로서, 인덱스(63)는 제1 및 제2축들의 교차점에 해당한다. 도 1의 예에서, 제1집합적 피치는 4도의 값을 가지고 제2집합적 피치는 0도의 값을 가진다.
제1축의 최소 눈금은 풀 파인(full fine) 피치에 해당할 수 있고, 최대 눈금은 풀 코스(full coarse) 피치에 해당하는데, 여기서 "풀 코스 피치" 및 "풀 파인 피치"라는 용어들은 당업자에 의해 흔하게 사용된다는 것을 알아야 한다.
또한 컴퓨터(40)는 동력 플랜트의 한계 파라미터, 즉 엔진들(2 및 3)의 현재의 작동 정격에서의 관련 한계에 가장 가까운 모니터링 파라미터를 결정한다. 또한 컴퓨터(40)는 엔진들(2, 3)에 의해 발생되는 현재의 동력 및 엔진들(2, 3) 각각의 작동 정격마다 엔진들(2, 3)에 의해 발생될 수 있는 동력 사이에 이용 가능한 동력 마진을 결정한다.
외부 압력 및 외부 온도를 감지하기 위한 센서들을 이용하면서 또한 측정 센서들(20)을 사용하는 최신 기술의 개념을 구현하는 것이 가능하다.
예를 들어 도 5를 참조할 때, 엔진 제조자는 엔진에 의해 전달되는 동력을 공급하는 차트를 그 가스 온도의 함수로서 설정하며, 한계 온도들이 그러한 차트 상에 나타난다.
그에 따라, 터빈 엔진이 주어진 외부 조건 하에서 현재 온도 T'를 유지할 때, 그 엔진은 제1동력 P1을 발생시킨다. 동력 P2에 대응하는 제2한계 온도 T"를 가지는 정격 및 동력 P3에 대응하는 제3온도 T"'를 가진 정격과 비교할 때, 엔진은 각기 이용 가능한 제2동력 P2 및 제1동력 P1 사이의 제1차이에 해당하는 제1동력 마진 및 제3동력 P3 및 제1동력 P1 사이의 제2차이에 해당하는 제2동력 마진을 가진다.
도 6을 참조할 때, 엔진의 가스 발전기의 회전 속도 Ng에 동일한 방법이 적용될 수 있다.
엔진 토크에 있어서, 회전 멤버 상에서 측정된 토크를 상기 회전 멤버의 회전 속도와 곱하고, 그런 다음 현재 동력과 다양한 정격들 하에서 엔진에 의해 발생되는 동력들을 비교함으로써 그 해당 현재 동력을 구하는 것이 가능하다.
여기서 한계 파라미터는 현재의 정격을 이용해 가장 작은 마진을 일으키는 모니터링 파라미터들 중 하나일 수 있다.
다른 알고리즘에서, 현재의 정격 하에서 각각의 모니터링 파라미터에 대해 그 한계에 대한 백분율 마진이 결정된다. 예를 들어, 측정된 온도가 400℃이고 상기 한계가 500℃이면, 컴퓨터(40)는 20%의 온도 마진을 추정한다.
한계 파라미터는 여기서 가장 작은 백분율 마진을 가진 모니터링 파라미터가 된다. 그러한 상황 하에서, 컴퓨터는 엔진 제조자에 의해 미리 정해져 있고 어떤 파라미터의 백분율 마진의 함수로서 동력 마진을 제공하는 차트들을 활용한다.
더 많은 정보를 얻기 위해 문헌에 대한 참조가 이뤄질 수 있다.
도 1을 참조할 때, 컴퓨터(40)는 여기서 각각 이전에 결정된 동력 마진에 대한 하나의 한계 곡선(70)을 결정한다. 장치(10)의 각 한계 곡선(70)은 관련된 작동 정격의 한계 상에서의 작동으로 이끌 수 있는 제1 및 제2집합적 피치 쌍들을 나타낸다. 따라서, 인덱스(63)가 한계 곡선 상에 위치될 때, 엔진은 관련 정격의 최대 동력을 발생되고 있다고 이해될 수 있다.
예로서, 한계 곡선은 한계 곡선들의 수식을 동력 마진들의 함수로서 제공하는 컴퓨터에 저장되는 라이브러리를 사용하여 구해진다.
또한, 제1 및 제2집합적 피치들은 두 개의 극값들 사이에서 기계적으로 바운딩될 수 있다. 그러한 상황 하에서, 컴퓨터는 한계 곡선이 상기 극값들에 도달한 경우 각각의 한계 곡선(70)을 절단시킬 수 있다.
도 1의 예에서, 제2집합적 피치는 4℃ 및 +4℃ 값들을 가진 두 개의 극값들 사이에서 바운딩된다. 컴퓨터(40)는 제2축(62)에 대해 직교하여 뻗어 있고 상기 극값들을 지나는 두 개의 직선을 이용하여 한계 곡선(71)을 절단시킨다.
다른 양태에서, 동력 플랜트가 복수의 엔진들을 가질 때, 장치(10)는 가장 제한적인 엔진, 즉 한계에 가장 가까운 한계 파라미터를 나타내는 엔진에 대한 정보를 표시한다.
도 1은 단일 한계 곡선(71)을 또한 보인다.
그럼에도 불구하고, 도 2를 참조할 때, 장치(10)는 작동 정격 당 한 개의 한계 곡선일 복수의 한계 곡선들(70)을 가질 수 있다. 예를 들어, 한계 곡선(70)은 최대 연속 동력 정격을 나타내는 한계 곡선(71), 이륙 동력 정격을 나타내는 한계 곡선(72) 및 과도 정격을 나타내는 한계 곡선(73)을 포함한다.
복수의 한계 곡선들이 디스플레이되는 경우, 각각의 곡선은 파일럿이 그러한 여러 곡선들을 쉽게 식별할 수 있게 하기 위해 다른 곡선들과 상이한 방식으로 표현될 수 있다.
제1 및/또는 제2집합적 피치의 변동 시, 제1 및 제2축들(61 및 62)은 상대적인 움직임들을 보일 수 있다.
도 3을 참조할 때, 컴퓨터(40)는 제2집합적 피치가 가변될 때 화살표 F1으로 나타낸 바와 같이 제2축(62)을 따라 제1축(61)을 쉬프트할 수 있으며, 컴퓨터(40)는 제1집합적 피치가 가변될 때 화살표 F2로 나타낸 바와 같이 제1축(61)을 따라 제2축(62)을 쉬프트할 수 있다.
한계 곡선들(70)은 도 2에 비해 이동하지 않는다는 것을 알 수 있다.
도 9 및 10에 도시된 바와 같은 다른 변형예에서, 컴퓨터(40)는 제1집합적 피치가 가변될 때 제1축(61)의 눈금을 이동시키고 제2집합적 피치가 가변할 때 제2축(62)의 눈금을 이동시키며, 여러 곡선들(70)은 그에 따라 이동한다.
컴퓨터는 또한, 예컨대 프랑스 특허 제2 871 520의 가르침을 적용함으로써 예측 한계 파라미터를 결정할 수도 있다. 이때 장치는 디스플레이 수단의 다이어그램 안에 예측 곡선(76)을 포함하며, 이 예측 곡선은 기동 초기에 상기 예측 파라미터를 파생할 수 있는 제1 및 제2집합적 피치 쌍들 모두를 나타낸다.
도 4를 참조할 때, 한계 곡선들(70)이 반드시 선형인 것은 아니다.
또한 도 4는 조종 지원 장치(10)의 손상 곡선(74) 역시 보인다.
이러한 다른 변형예에서는, 엔진에 매우 위험이 되는 작동에 해당하는 제1영역 Z1 및 손상을 거의 야기하지 않는 작동에 해당하는 제2영역 Z2 사이에 존재하는 제1 및 제2집합적 피치 쌍들에 대해 파일럿에게 알리는 것이 가능하다.
그런 다음, 컴퓨터는 현재 동력 및 소정 문턱치 동력 사이의 동력 차이를 판단한다.
도 7을 참조할 때, 엔진 제조자는 계산이나 시험을 통해 상기 손상을 모니터링 파라미터, 예컨대 가스 온도 T45의 함수로서 제공하는 다양한 그래프들(200)을 결정한다.
이러한 손상은 손상이 갈리는 모니터링 파라미터의 문턱 값(202)에 해당하는 변곡점(201)까지는 상대적으로 안정적이라는 것을 알 수 있다. 여기서 문턱치 동력은 상기 온도가 문턱 값에 도달할 때 엔진에 의해 발생되는 동력에 해당한다.
또한, 도 1을 참조할 때, 장치(10)는 컴퓨터(40)에 의해 결정되고 다이어그램(60) 상에 디스플레이되는 최적 소비 곡선(75)을 역시 포함할 수 있다.
그에 따라 컴퓨터(40)는 엔진에 의해 발생되고 있는 현재 동력 및 소정 한계 동력 사이의 동력 갭을 판단한다.
도 8을 참조할 때, 소정 한계 동력은 항공기(10)가 소정 전진 속도 VBR에 도달하기 위해 발생되어야 하는 동력에 해당한다.
엔진들에 의해 발생되는 동력 P과 관련된 곡선을 전진 속도 V의 함수로서 표현하는 그래프에서, 소정의 전진 속도 VBR은 상기 곡선이 그래프의 원점을 통과하는 직선에 접하는 점에서 근사하게 얻어진다는 것이 상기된다. 이러한 소정 전진 속도 VBR는 최소 동력에서의 속도 Vy와는 상이하다는 것을 알 수 있다.
당연히, 본 발명은 구현과 관련하여 수많은 변형을 겪을 수 있다. 몇몇 실시예들이 위에서 기술되었지만, 모든 가능한 실시예들을 모두 식별하는 것이라고 생각할 수 없다는 것을 쉽게 알 수 있을 것이다. 본 발명의 범위를 넘어서지 않는 균등한 수단으로 기술된 수단들 중 어느 것을 대체하는 것을 생각하는 것은 당연히 가능하다.

Claims (16)

  1. 항공기(1)의 조종을 지원하는 방법에 있어서, 제1 집합적 피치를 가진 복수의 제1블레이드들(6)을 가진 제1로터(5), 및 제2가변 집합적 피치를 가진 복수의 제2블레이드들(8)을 가진 제2로터(7)를 포함하고, 상기 항공기(1)는 복수의 정격들에서 작동하는 적어도 한 개의 엔진(2,3)이 제공되는 동력 플랜트를 가지고, 상기 동력 플랜트는 컴퓨터(40)에 의해 복수의 소정 모니터링 파라미터들을 매개로 모니터링되고, 상기 컴퓨터(40)는
    · 각각의 순간에 상기 현재의 제1 및 제2집합적 피치들을 결정하며, 각기 상기 제1집합적 피치 및 상기 제2집합적 피치와 관련된 집합적 피치 유닛들로 눈금이 매겨지는 제1축(61) 및 제2축(62)을 가진 다이어그램(60) 안에 상기 제1집합적 피치 및 상기 제2집합적 피치를 가리키는 인덱스(63)가 디스플레이되게 하고;
    · 상기 엔진(2, 3)의 현재 작동 정격에서 상기 모니터링 파라미터들 중 자신의 한계에 가장 가까운 하나에 해당하는 한계 파라미터를 결정하고;
    · 상기 엔진(2, 3)의 적어도 한 개의 이용 가능한 동력 마진을 결정하되, 각각의 동력 마진은 한계 파라미터가 상기 정격들 중 하나와 관련된 한계에 도달하게 하기 위해 제공되어야 할 동력에 해당하며,
    · 동력 마진 당 한 개의 동력 한계 곡선(70)을 결정하며, 각각의 정격에 대한 한계에 도달하기 전에 이용 가능한 제1 및 제2집합적 피치 마진들에 대해 파일럿에게 정보를 제공하기 위해 상기 다이어그램(60) 안에 상기 한계 곡선을 디스플레이하는, 방법.
  2. 제1항에 있어서, 상기 제1 및 제2집합적 피치들 각각은 두 극값들(extremums) 사이에서 기계적으로 바운딩되며, 한계 곡선(71)이 상기 극값들 중 하나에 도달하는 경우 상기 한계 곡선은 상기 다이어그램(60)의 상기 축들(61.62) 중 하나에 직교함과 아울러 도달된 상기 극값을 지나는 직선(100)에 의해 절단되는, 방법.
  3. 제1항에 있어서, 상기 컴퓨터(40)는 상기 엔진(2, 3)에 의해 발생되는 현재 동력 및 최소 손상 정도를 발생하는 소정의 문턱치 동력 사이의 동력 차이를 판단함으로써 상기 동력 플랜트의 손상을 나타내는 손상 곡선(74)을 결정하여 디스플레이하는, 방법.
  4. 제3항에 있어서, 상기 손상은 가로축을 따라 모니터링 파라미터 및 세로축 위에 손상을 표현하는 그래프(200) 안의 문턱 값(202)에서 갈라지며, 상기 문턱치 동력은 상기 모니터링 파라미터가 상기 문턱 값(202)에 도달할 때 상기 엔진에 의해 발생되는 동력에 해당하는, 방법.
  5. 제1항에 있어서, 상기 컴퓨터(40)는 상기 엔진(2, 3)에 의해 발생되고 있는 현재 동력 및 소정의 한계 동력 사이의 동력 갭(gap)을 판단함으로써 상기 동력 플랜트의 최적 연료 소비 곡선(75)을 판단하여 디스플레이하며, 상기 소정의 한계 동력은 상기 항공기(1)가 소정 전진(forward) 속도(VBR)에 도달하게 하기 위해 발생되어야 할 동력에 해당하는, 방법.
  6. 　제1항에 있어서, 상기 인덱스(63)는 제1축(61) 및 제2축(62) 사이의 교차점에서 디스플레이되는, 방법.
  7. 제1항에 있어서, 상기 제1축(61) 및 상기 제2축(62)은 서로 상대적으로 이동 가능하며, 상기 컴퓨터(40)는 상기 제2집합적 피치가 가변할 때 상기 제2축(62)을 따라 상기 제1축(61)을 이동시키고 제1집합적 피치가 가변할 때 상기 제1축(61)을 따라 상기 제2축(62)을 이동시키는, 방법.
  8. 제1항에 있어서, 상기 컴퓨터(40)는 상기 제1집합적 피치가 가변될 때 상기 제1축(61)의 눈금들을 이동시키며 상기 제2집합적 피치가 가변할 때 상기 제2축(62)의 눈금들을 이동시키며, 상기 곡선(70, 74, 75)은 그에 따라 이동하는, 방법.
  9. 제1항에 있어서, 상기 복수의 정격들은 이륙 정격, 최대 연속 정격, 확장 동력 정격, 과도 정격, 제1비상 정격, 제2비상 정격, 및 제3비상 정격을 포함하는 리스트로부터 선택될 적어도 한 개의 정격을 포함하며, 상기 모니터링 파라미터들은 상기 엔진의 가스 발전기의 회전 속도, 상기 엔진의 토크, 및 상기 엔진의 자유 터빈 입구에서의 가스의 온도를 포함하는 리스트로부터 선택할 적어도 한 개의 파라미터를 포함하는, 방법.
  10. 제1항에 있어서, 상기 동력 플랜트는 복수의 엔진(2, 3)을 포함하며, 상기 컴퓨터(40)는 한계에 가장 가까운 한계 파라미터를 가진 상기 엔진(2, 3)에 관한 정보를 디스플레이하는, 방법.
  11. 제1항에 있어서, 상기 컴퓨터(40)는 상기 다이아그램(60) 안에 예측 포인터(64)를 결정하고 디스플레이하며, 상기 포인터(64)는 기동 시작시 상기 항공기가 상기 기동 끝에서 도달해야 하는 상기 제1 및 제2집합적 피치들을 나타내는 역할을 하는, 방법.
  12. 제1항에 있어서, 상기 컴퓨터는 기동 시작 시 예측 한계 파라미터를 결정하며 상기 디스플레이 수단의 상기 다이어그램 안에 예측 곡선을 디스플레이하며, 상기 예측 곡선은 기동 초기에 상기 예측 파라미터를 생성하는 상기 제1 및 제2집합적 피치 쌍들 모두를 표시하도록 하는, 방법.
  13. 제1 집합적 피치를 가진 복수의 제1블레이드들(6)을 가진 제1로터(5) 및 제2 집합적 피치를 가진 복수의 제2블레이드들(8)을 가진 제2로터(7)를 포함하는 항공기(1) 조종을 지원하는 장치(10)에 있어서, 상기 항공기(1)는 복수의 정격들에서 작동하는 적어도 한 개의 엔진(2, 3)이 구비된 동력 플랜트를 가지고, 상기 장치(10)는 상기 동력 플랜트의 복수의 소정 모니터링 파라미터를 측정하기 위한 측정 센서들(20)을 포함하고, 상기 장치(10)는 상기 제1집합적 피치를 측정하는 제1측정 수단(27) 및 상기 제2집합적 피치를 측정하는 제2측정 수단(28)과 함께 컴퓨터(40)에 연결된 디스플레이 수단을 포함하고, 상기 장치(10)는 각기 상기 제1집합적 피치 및 상기 제2집합적 피치와 관련된 집합적 피치 유닛들로 눈금이 매겨지는 제1축(61) 및 제2축(62)을 가진 다이어그램(60) 내 상기 제1집합적 피치 및 상기 제2집합적 피치를 상기 디스플레이 수단(50) 상에서 가리키며 컴퓨터(40)에 의해 제어되는 인덱스(63)를 포함하고, 상기 컴퓨터(40)는 상기 다이어그램(60) 안에 동력 마진 당 한 개의 이용 가능한 동력 한계 곡선(70)을 디스플레이하기 위해, 측정 센서들(20)을 사용하여 한계 파라미터가 상기 정격들 중 하나와 관련된 한계에 도달하게 하기 위해 공급되어야 할 동력에 해당하는 상기 엔진(2, 3)의 적어도 한 개의 이용 가능한 동력 마진을 결정함으로써, 파일럿에게 적어도 한 개의 정격의 한계에 도달하기 전에 이용 가능한 상기 제1집합적 피치 마진 및 상기 제2집합적 피치 마진에 대한 정보를 줄 수 있는, 장치.
  14. 제13항에 있어서, 상기 제1 및 제2측정 수단(27, 28)은 상기 제1 및 제2의 현재의 집합적 피치들을 실시간으로 측정하며, 상기 장치는 상기 제1집합적 피치와 관련된 제1오더(order) 및 상기 제2집합적 피치와 관련된 제2오더를 측정하기 위한 측정 멤버들(29)을 포함하는, 장치.
  15. 　제1 집합적 피치를 가진 복수의 제1블레이드들(6)을 가진 제1로터(5) 및 제2 집합적 피치를 가진 복수의 제2블레이드들(8)을 가진 제2로터(7)를 포함하는 항공기(1)에 있어서, 상기 항공기(1)는 복수의 정격들에서 작동하는 적어도 한 개의 엔진(2, 3)이 구비된 동력 플랜트를 가지고, 상기 항공기(1)는 상기 제1블레이드들(6)에 연결된 제1제어 장치(control)(81)를 포함하는 제1제어 시스템(80) 및 상기 제2블레이드들에 연결된 제2제어 장치(83)를 포함하는 제2제어 시스템(82)을 가지며, 상기 항공기는 제12항 및 제13항 중 어느 한 항에 따른 조종 지원 장치(10)를 포함하는, 항공기.
  16. 제15항에 있어서, 상기 제1집합적 피치를 측정하기 위한 제1측정 수단(27)은 상기 제1제어 시스템(80) 안에 배치되며, 상기 제2집합적 피치를 측정하기 위한 제2측정 수단(28)은 상기 제2제어 시스템(82) 안에 배치되는, 항공기.
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