KR101448242B1

KR101448242B1 - 적어도 하나의 터빈 엔진을 가지는 항공기의 터빈 엔진의 건강 검사를 수행하기 위한 방법 및 장치

Info

Publication number: KR101448242B1
Application number: KR1020130013618A
Authority: KR
Inventors: 엠마뉘엘 까미
Original assignee: 에어버스 헬리콥터스
Priority date: 2012-02-06
Filing date: 2013-02-06
Publication date: 2014-10-07
Also published as: US8666568B2; EP2623747B1; EP2623747A1; CA2797723C; FR2986507A1; CA2797723A1; US20130204468A1; FR2986507B1; KR20130090849A

Abstract

본 발명은 적어도 하나의 터빈 엔진(3)의 건강 검사를 수행하는 방법에 관한 것이다. 발전 단계(STP0) 동안, 엔진의 가스 발생기(4)의 감소된 회전 속도(Ng')에 관한 복수의 테스트 값에 대한 설치 손실들(1)이 정량화된다. 획득 단계(STP1) 동안에는, 상기 엔진이 최대 파워를 발전시킬 때까지, 상기 가스 발생기(4)의 회전 속도가 증가된 다음, 감소된 회전 속도(Ng')가 테스트 값에 도달할 때까지, 가스 발생기(4)의 회전 속도가 감소된다. 항공기는 안정화되고, 적어도 하나의 감시 값이 획득된다. 건강 검사를 평가하는 평가 단계(STP2) 동안에는, 항공기에서 엔진을 탑재하는 효과들과 감시 값을 사용하여 적어도 하나의 동작 마진이 결정된다.

Description

적어도 하나의 터빈 엔진을 가지는 항공기의 터빈 엔진의 건강 검사를 수행하기 위한 방법 및 장치{A METHOD AND A DEVICE FOR PERFORMING A HEALTH CHECK OF A TURBINE ENGINE OF AN AIRCRAFT HAVING AT LEAST ONE SUCH ENGINE}

본 출원은 그 전문에 참조로 본 명세서에 통합되고, 2012년 2월 6일자로 출원된 FR1200342호의 이익을 주장한다.

본 발명은 적어도 하나의 엔진을 가지는 회전익 항공기 상에 배치된 터빈 엔진의 건강 상태를 검사하기 위한 장치 및 방법에 관한 것이다.

회전익 항공기는 계기판에 있는 수많은 계기를 감시함으로써 조종된다. 대부분의 계기는 회전익 항공기의 파워 플랜트의 동작을 나타낸다.

게다가, 그리고 물리적인 이유로, 조종사가 비행하는 동안 항상 고려해야 하는 수많은 제한이 존재한다. 이들 다양한 제한들은 일반적으로 비행 단계 및 외부 조건에 의존한다.

현재 제작되고 있는 대부분의 2개의 엔진을 구비한 회전익 항공기는, 각각 추진 그리고 실제로 리프트(lift)를 제공하는 메인 로터의 회전을 구동하기 위한 자유 터빈을 가지는 2개의 터보 샤프트 엔진을 구비한다. 이후, 구동 파워가 각 자유 터빈의 저압 단계로부터 취해지고, 이 저압 단계는 엔진의 압축기(compressor)와 고압 단계를 포함하는 조립체와는 기계적으로 무관하다. 각 엔진의 자유 터빈은 rpm(revolutions per minute)이 20000 내지 50000의 범위에 있는 회전 속도를 가지기 때문에, 메인 로터와의 연결을 위해서는 감속 기어박스가 필요하고, 이는 그것의 회전 속도가 실질적으로 200rpm 내지 400rpm의 범위에 있기 때문이다. 이것이 메인 파워 변속기(MGB: main power transmission gearbox)이다.

엔진의 온도 제한 및 MGB의 토크 제한은 엔진의 3가지 정상적인 이용 정격(utilization rating)을 규정하는 역할을 한다.

공지된 정격 중에서,

·최대 이륙 파워(PMD)를 5분 내지 10분의 이용 지속 기간과 연관시키는 이륙 정격,

·최대 연속 파워(PMC)를 무제한의 이용 지속 기간과 연관시키는 최대 연속 정격, 및

·과도 최대 파워(PMT)를 제한된 이용 지속 기간과 연관시키는 과도 정격이 있을 수 있다.

또한, 적어도 2개의 엔진을 가지는 항공기용의 초우발성(super-contingency) 정격이 존재하고, 이들 정격은 엔진 중 하나가

·30초 OEI 초우발성 파워를 연속적인 약 30초의 지속 기간과 연관시키고, 비행 동안 약 3회 사용가능한 제 1 우발성 정격;

·최대 우발성 파워 2분 OEI와 2분의 이용 지속 기간과 연관시키는 제 2 우발성 정격; 및

·중간 우발성 파워 OEIcont를, 예컨대 하나의 엔진이 실패한 후 비행이 끝날 때까지 연장하는 이용 지속 기간과 연관시키는 제 3 우발성 정격에 해당되지 않을 경우 사용된다.

그러한 상황에서는, 계산 또는 시험에 의해, 엔진 제작자는 고도 및 온도의 함수로서 엔진으로부터 이용 가능한 파워에 관한 곡선들을 확립하고, 그것을 위에서 규정된 정격들 각각에 관해 행한다. 마찬가지로, 제작자는 엔진의 수명과, 각 정격에 관해 엔진이 보장하는 최소 파워를 결정하는데, 이 경우 이 최소 보장된 파워는 엔진이 그것의 수명이 다할 때 여전히 전달할 수 있는 파워에 대응하고, 그러한 엔진을 이하에서, 편의상 "노화(aging)" 엔진이라고 부른다.

엔진이 올바르게 동작하는지를 검증하기 위해서는, 엔진의 건강을 검사하여, 엔진이 노화 엔진의 성능 이상인 성능을 보여주는지를 확실히 하는 것이 적절하다.

특히, 엔진의 성능을 검사하기 위해서는 2개의 감시 파라미터가 중요하다.

엔진은 자유 터빈으로부터 상방에 배치된 고압의 터빈을 가지고, 제 1 감시 파라미터는 당업자가 TET라고 쓰는 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도일 수 있다.

엔진의 고압 터빈의 블레이드들은 원심력을 받아 온도(TET)에 이르게 된다. 일정한 레벨 위에서는, 블레이드를 만드는 물질이 크리프(creep)를 겪을 수 있고, 그 결과 블레이드들은 길게 확장한다. 이는 블레이드들이 고압 터빈의 케이싱(casing)과 접촉하게 하여 손상이 일어나게 된다. 따라서, 온도(TET)는 엔진의 열화와 직접 결부된다.

그렇지만, 온도(TET)가 그것의 비교적 균일하지 않은 성질로 인해 측정하기 매우 어려우므로, 제 1 감시 파라미터는 당업자가 T45로 쓰고 있는 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도일 수 있다. 이 온도는 온도(TET)의 양호한 지시기이고 따라서 엔진의 열화를 나타낸다.

따라서 제 1 감시 파라미터는 적어도 하나의 터빈을 가지는 터빈 조립체의 온도이고, 이 온도는 고압 터빈의 입구에서의 온도(TET)이거나 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도(T45)일 수 있다.

제 2 감시 파라미터는 엔진에 의해 전달된 토크 또는 엔진에 의해 전달된 파워에 관련되고, 이 경우 엔진의 파워 및 토크는 밀접하게 관련되어 있다. 당업자가 Ng라고 쓰는, 엔진의 가스 발생기의 회전 속도가 엔진에 의해 전달된 파워와 궁극적으로 결부되어 있다고 하면, 사용된 제 2 감시 파라미터는 가스 발생기의 이러한 회전 속도일 수 있다.

따라서, 엔진의 건강 상태를 검사하는 것은,

·제 1 검사 파라미터를 측정한 다음 현재 파워 값이 동일한 조건 하에서 노화 엔진이 전달하는 파워 값 이상인지를 검증하는 것, 또는

·제 2 검사 파라미터를 측정한 다음 현재 파워 값이 동일한 조건 하에서 노화 엔진이 전달하는 파워 값 이상인지를 검증하는 것으로 이루어진다.

그 결과가 부정적이라면, 제작자는 건강 검사가 불만족스럽다고 생각하고, 엔진이 오버홀(overhaul)될 필요가 있게 된다.

건강 검사는 엄격하게 수행될 필요가 있는데, 이는 건강 검사 결과가 부정적인 것으로 판정되면, 즉 전술한 검증이 만족스러운 결과를 주지 못한다면, 회전익 항공기의 잠재적인 이륙 금지 조치와 회전익 항공기의 오버홀링 비용에 무시할 수 없는 영향을 미치기 때문이다.

이러한 구성에서는, 첫 번째로는 건강 검사의 나쁜 결과가 먼저 엔진의 기능 불량과는 대조적으로 파워 플랜트의 기능 불량의 결과가 아니라는 것을 보장하는 것이 적절하다. 두 번째로는 조작자, 즉 엔진 제작자가 테스트 벤치(test bench) 상에서 엔진의 열화를 검증한 다음 결함 있는 요소들을 대체할 수 있도록, 엔진을 제거하는 것이 필수적일 수 있다.

따라서, 양호한 이유가 없이 회전익 항공기의 이륙 금지 조치를 회피하기 위해서는, 건강 검사를 매우 신중히 수행하는 것이 바람직하다는 점이 이해될 수 있다. 불행하게도, 때로는 복수의 엔진을 가지는 회전익 항공기를 양호한 조건 하에서 건강 검사는 행하는 것이 어렵다.

그러한 항공기의 경우, 첫 번째 해결책은 순항 비행 동안에 건강 검사를 수행하는 것이다. 순항 비행은 방해를 받지 않고 엔진이 안정된 방식으로 동작하는 비행 단계에서 행해진다는 장점을 제공한다. 그러한 상황 하에서는, 비행시 건강 검사를 행하기 위해, 조종사는 수분간 안정화된 고도 및 속도로 레벨 비행과 같은 특별한 비행 단계에 항공기를 둔다.

그렇지만, 그러한 비행 동안 엔진들에 의해 발전된 파워는 기준 파워 레벨들, 즉 예컨대 최대 이륙 파워(PMD) 아래에 있게 된다. 불행하게도, 건강 검사는 검사되는 엔진에 의해 발전된 파워가 그것의 기준 파워에 가깝다면 더 정확하다.

게다가, 낮은 파워에서 수행되는 건강 검사의 결과가 불만족스럽다면, 높은 파워에서 추가적인 건강 검사를 수행하는 것이 흔한 일이다. 그러한 비행 동안 객실 내에서 발생된 진동에 의해 방해를 받는, 회전익 항공기의 승객들로부터의 불평을 회피하기 위해서는, 건강 검사가 종종 검사만 전용으로 수행하는 기술적인 비행 동안 수행되고, 따라서 상당한 지출을 소비하게 된다.

게다가, 2개의 엔진을 가진 회전익 항공기에서는, 각 엔진이 초우발성 정격들에서 최소 보장된 파워를 발전시킬 수 있는지를 보장하는 것이 적절하다. 건강 검사는 초우발성 정격들에 발전된 파워 관점에서 가능한 가까운 정격에서 수행되는 것이 바람직하다. 그 결과, 건강 검사들은 순항 비행과 조화되지 않는 최대 이륙 파워(PMD)에 가까운 파워에서 수행되는 것이 바람직하다.

두 번째 해결책은, 예컨대 최대 이륙 파워(PMD)에 가깝게 되도록 엔진들에 의해 발전된 파워를 증가시킴으로써, 빠른 순항 비행 중에 건강 검사를 수행하는 것이다. 그렇지만, 비록 그러한 해결책이 효율적일지라도, 그렇게 하는 것은 그러한 비행 조건들의 결과, 객실에서 발생된 진동에 의해 방해를 받는 회전익 항공기의 승객들로부터 불평을 일으키게 된다.

이를 개선하기 위해, 2개의 엔진을 가진 회전익 항공기의 소유자는 승객들이 없을 때 건강 검사만을 행하는 특정 기술 비행을 수행할 수 있다. 그러한 비행이 회전익 항공기의 유지 비용에 비치는 영향은, 엔진의 제작자가 일반적으로 15시간 내지 100시간의 범위에서 건강 검사들에 관한 주기성을 설정하는 한, 무시할 수 없다. 그러므로, 각각의 기술적인 비행은 유료 비행을 대신하여, 회전익 항공기의 소유자에 있어서 상당한 비용을 초래하게 된다.

세 번째 해결책은 엔진이 검사될 뿐만 아니라, 발전되는 파워를 증가시키는 것이다. 비록 매력적일지라도, 그러한 해결책은 결점을 제공한다.

회전익 항공기가 2개의 엔진을 가지고 있기 때문에, 이는 파워의 측면에서 엔진들이 더 이상 정렬되지 않음을 의미한다. 따라서, 현대식 엔진 컴퓨터들은 파워의 손실을 검출한다. 그러한 조건 하에서는, 항공기를 착륙시키는 것이 필요하다는 것을 조종사에게 알리기 위해 적색 경보가 컴퓨터들에 의해 활성화된다. 게다가, 그러한 검출은 초우발성 정격들이 준비되게 한다.

문헌 FR2899640호는 회전익 항공기의 적어도 제 1 엔진의 건강 검사를 수행하는 방법을 기술하는 것으로, 이 경우 회전익 항공기는 건강 검사 전에 검사 파라미터용으로 각각의 제 1 및 제 2 현재 값들을 제공하고, 상기 건강 검사 동안에응 상기 감시 파라미터용으로 각각의 제 1 및 제 2 실제 최종 값들을 제공하는 제 1 및 제 2 엔진을 가진다. 다음과 같은 단계들, 즉

a) 상기 건강 검사를 정확하게 수행하기 위해, 상기 제 1 엔진이 도달해야 할 상기 감시 파라미터의 제 1 실제 최종 값을 결정하는 단계,

b) 상기 제 2 엔진의 상기 감시 파라미터의 상기 제 2 실제 최종 값이 상기 제 2 엔진의 상기 제 2 현재 값과 같다고 추정하는 단계,

c) 상기 제 1 실제 최종 값과 상기 실제 제 2 최종 값 사이의 차이를 결정하는 단계,

d) 상기 차이가 기설정된 임계치보다 크다면, 상기 제 1 실제 최종값과 상기 제 2 실제 최종값 사이의 차이가 건강 검사 동안에 상기 기설정되니 임계치 미만이 되도록 상기 제 2 실제 최종값을 재조정하는 단계, 및

e) 상기 건강 검사 전의 상기 제 1 현재 값이 상기 건강 검사 동안의 상기 제 1 실제 최종값에 도달하도록 상기 제 1 엔진을 제어하고, 상기 건강 검사 전의 상기 제 2 현재 값이 상기 제 2 실제 최종값에 도달하도록 상기 제 2 엔진을 제어하는 단계가 연속적으로 수행된다.

또 다른 기술에서는, 건강 검사가 또한 이륙(takeoff)에 가까운 구성에서 지면 상에서 수행될 수 있다. 에컨대, 2개의 엔진을 가지는 항공기에서, 하나의 엔진은 쉬고 있으면서, 나머지 엔진은 파워를 중간 우발성 파워 OEIcont에 가깝게 발전시킨다.

비록 유리할지라도, 지면 상에서 수행된 건강 검사는 부정확할 수 있는데, 이는 항공기가 거치게 되는 지면 효과 때문이다.

또한, 건강 검사는 시험 중인 엔진의 성능을, 제작자가 밝힌 테스트 벤치 성능 레벨들과 같은 최소 성능 레벨들과 비교하여 수행된다는 점이 이해될 수 있다. 이 건강 검사는 감시 파라미터용 제한 값과 비교된 엔진의 감시 파라미터용 마진을 결정하는 것을 가능하게 한다.

하지만, 엔진에 따라서, 건강 검사들이 각 제작자게 고유한 절차를 확립한 동일한 절차를 사용하여 항상 수행되지는 않는다.

게다가, 엔진의 동작 마진들을 계산하는 것은, 구현된 정격, 대기 조건, 엔진의 안정화 상태, 및 설치 손실이라고도 하는, 항공기에서의 엔진 탑재 효과들에 의존한다.

설치 손실들은, 예컨대 엔진들의 흡입구들에서의 헤드 손실들 또는 왜곡되는 압력들, 또는 심지어 배기 노즐들로 인해, 파워의 손실을 일으킨다. 또한, 설치 손실들은 특히 외부 온도 및 항공기의 고도에 의존하는 동작을 나타내는 액세서리들에 의해 엔진으로부터 빼앗기는 파워로부터 생긴다.

그러한 설치 손실은 엔진이 테스트 벤치 상에 배치될 때와, 동일한 엔진이 회전익 항공기 상에 탑재될 때의 감시 파라미터들의 값들 사이의 차이 뒤에 존재한다. 따라서, 설치 손실들은 예컨대 노화 엔진을 사용하여 테스트 벤치 상에서 얻어진 결과들과, 건강 검사의 결과들 사이의 비교에 영향을 미친다.

따라서 엔진의 마진들은 엔진의 건강 상태에 독립적인 이유들로 인해, 건강 검사마다 상이할 수 있다. 그러한 상황에서는, 엔진의 건강 추이를 추적하는 것이 어려울 수 있다.

다음 문헌들이 또한 알려져 있다: FR2902407 및 US7487029.

본 발명의 목적은 회전익 항공기의 터빈 엔진의 건강 검사를 최적화하기 위한 방법 및 장치를 제공하고, 그러한 건강 검사들의 추적을 용이하게 하는 것이다.

본 발명은 회전익을 가지는 항공기의 감시를 위해 적어도 하나의 터빈 엔진의 건강 검사를 수행하는 방법으로 제공하는 것으로, 이 경우 그 터빈 엔진은 가스 발생기와, 적어도 하나의 자유 터빈을 포함하는 터빈 조립체를 가진다.

건강 검사의 획득 단계 동안, 항공기는 안정화되고, 엔진의 적어도 하나의 감시 파라미터의 감시 값이 획득된다.

예컨대, 엔진의 각각의 감시 파라미터는 엔진에 의해 발전된 토크, 상기 터빈 조립체의 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도(TET), 상기 터빈 조립체의 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도(T45), 및 가스 발생기의 회전 속도(Ng)를 포함하는 목록으로부터 선택될 수 있다.

토크는 엔진의 자유 터빈에 의해 회전시 구동된 샤프트 상에서 측정될 수 있다.

다른 파라미터들이 또한 생각될 수 있다.

건강 검사의 평가 단계 동안, 엔진의 적어도 하나의 동작 마진이, 측정된 겁사 값을 제작자가 규정한 한계 값과 비교함으로써 결정된다.

이 방법은 획득 단계와 평가 단계 전에 수행된 발전 단계 동안, 항공기의 설치 손실이 테스트, 시뮬레이션, 또는 상기 가스 발생기의 감소된 회전 속도(Ng')에 관한 복수의 테스트 값들에 관해 등가인 것으로 정량화되는 것이 특징이다. 이러한 감소된 회전 속도(Ng')는 상기 회전익 항공기를 둘러싸는 외부 온도에 의해 조정된 가스 발생기의 회전 속도와 같다. 따라서, 복수의 테스트 값은 최소 테스트 값과 최대 테스트 값 사이의 범위를 가진다.

예컨대, 감소된 회전 속도(Ng')는 다음 관계식

을 사용하여 얻어지고, 여기서 "Ng"는 해당하는 가스 발생기의 회전 속도를 나타내며, "T0"는 켈빈 온도로 나타낸 항공기 외부의 온도를 가리킨다.

감소된 회전 속도는 고려중인 파워에서 가스 발생기의 회전 속도의 백분율로서 표현될 수 있다는 점이 주목되어야 한다. 예컨대, 항공기의 설치 손실들은, 상기 감소된 회전 속도(Ng')가 고려중인 파워에서 가스 발생기의 회전 속도의 93%, 95%, 98%, 및 102%와 같을 때 결정된다.

따라서 엔진의 각각의 동작 정격에 관해, 설치 손실들을 정량화하는 것이 가능하다.

이러한 상황에서는, 획득 단계 동안:

a) 가스 발생기의 회전 속도는 감시되는 엔진이 최대 파워를 발전시킬 때까지 증가된다.

b) 가스 발생기의 상기 회전 속도는 감소된 회전 속도가 테스트 값에 도달할 때까지 감소된다.

c) 상기 감소된 회전 속도(Ng')를 제작자가 규정한 안정화 지속 기간 동안 일정하게 유지시킴으로써 항공기가 안정화되고, 각각의 감시 값이 획득된다.

본 발명은 발전 단계 동안 정확하게 측정되었을 때의 설치 손실을 고려하는 것을 제안한다. 게다가, 이들 설치 손실들은 외부 조건에 의존하지 않는 감소된 회전 속도(Ng')와 연관되어, 복수의 별개의 건강 검사들의 결과들이 비교될 수 있게 한다.

그렇지만, 건강 검사의 결과들을 최적화하기 위해, 감시되는 엔진은 최대 파워 레벨을 발전시켜야 한다. 이러한 최대화된 파워 레벨은 엔진의 노화 및 외부 조건에 의존할 수 있다. 그러므로, 감소된 회전 속도에 관한 테스트 값 중 어느 것이 이러한 최대 파워 레벨을 일으키는지를 아는 것이 어렵다.

그러한 상황에서는, 감시되는 엔진이 최대 파워를 발전시킬 때까지, 즉 제작자에 의해 기설정된 제한 레벨에 도달할 때까지, 가스 발생기의 회전 속도는 처음에는 가속화된다.

그러한 상태로부터 시작하여, 엔진은 엔진의 감소된 회전 속도가 최대 파워를 넘지 않는 가장 가까운 테스트 값에 도달할 때까지 느려진다.

만약 최대 파워가 최대 테스트 속도와 같은 감소된 회전 속도 값(Ng')에 도달하게 되면, 가스 발생기의 회전 속도는 감소되지 않음이 이해될 수 있다.

게다가, 항공기는 상기 감소된 회전 속도(Ng')를 일정하게 유지함으로써 안정화된다. 엔진들은 보통 안정한 조건 하에서 테스트 벤치에서 테스트된다. 이들 조건을 재현하기 위해, 항공기는 안정화될 필요가 있다.

이와 나란히, 또는 후속하는 안정화시, 각각의 감시 값이 얻어진다.

건강 검사를 평가하는 평가 단계 동안, 엔진의 적어도 하나의 동작 마진이 항공기가 안정화되는 감소된 회전 속도에 대응하는 설치 손실들 및 감시 값을 사용하여 결정되고, 각각의 동작 마진이 조작자에게 공급된다.

예컨대, 95%인 감소된 회전 속도(Ng')에 관한 800℃의 측정된 온도와 같은 감시 값을 측정하는 것이 가능하다.

이러한 95%인 감소된 회전 속도(Ng')와 고려 중인 정격에서는, 발전 단계가 +50℃에 이르는 인식된 설치 손실들을 가질 수 있다.

게다가, 이러한 파라미터에 관해, 그리고 이들 동작 조건 하에서 규정된 제한 값은 900℃이다.

이후 동작 마진은 측정된 값을 뺀 설치 손실들을 뺀 제한 값과 같다. 그러면 동작 마진은 50℃가 된다.

처리 단계 동안, 엔진은 동작 마진이 제작자가 규정한 임계치 미만이라면 유지하는 것으로 정해진다.

이러한 방법은 정확한 설치 손실을 고려하면서 외부 조건에 의존적이지 않는 조건 하에서 및 최적 파워로 건강 검사를 수행하는 것을 가능하게 한다.

이러한 방법은 또한 후속하는 특징들 중 하나 이상을 포함할 수 있다.

전술한 예는 엔진의 한 부분의 온도를 감시하는 것을 제안하는데, 그 온도는 터빈 조립체의 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도(TET)이거나 상기 조립체의 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도(T45)이다.

온도 마진은 엔진의 파워 마진을 나타낸다.

그렇지만, 파워 마진을 직접 평가하는 것이 가능하다.

따라서, 평가 단계 동안 엔진에 의해 발전된 토크 및 회전익의 회전 속도(Nr)의 함수로서 감시 파워가 결정된다.

이들 2가지 값으로부터 감시 파워를 어떻게 얻는지를 결정하기 위한 문헌 참조가 이루어질 수 있다.

그러한 상황에서는, 획득 단계 동안 감소된 회전 속도에 대응하는 설치 손실들과 감시 파워 사이의 차이를 제작자가 규정한 이론상 최소 파워와 비교함으로써 동작 마진이 결정된다.

이후 설치 손실들이 온도와 항이 아닌 파워의 항으로 표현된다.

또 다른 양상에서는, 획득 단계 동안

·감소된 회전 속도가 최대 테스트 값에 도달할 때 또는

·엔진의 감시 파라미터가 제작자가 규정한 한계에 도달할 때,

최대 파워에 도달된다.

각각의 동작 정격에 관해, 제작자는 한계를 규정할 수 있다. 그러므로, 가스 발생기의 각각의 회전 속도에 관해, 제작자는 터빈 조립체에 관한 한계 온도를 규정한다.

게다가, 엔진에 의해 구동된 메인 파워 기어박스(MGB)의 용량을 초과하는 것을 회피하기 위해, 제작자는 한계 토크를 설정할 수 있다.

일 변형예에서, 항공기가 적어도 2개의 엔진을 가진다면, 위 기준 모두를 적용하는 것이 가능하다.

그렇지만, 테스트 중인 엔진의 가스 발생기의 회전 속도를 증가시키는 것은 엔진이 정렬에서 벗어났다는 경고를 유발하는 위험을 무릅쓰게 된다.

이 결과, 특히 조종사가 건강 검사 과정에 의해 경고가 야기되었음을 이해하도록 상기 획득 단계 동안 경고를 발하는 것이 가능하다.

또한, 획득 단계 동안 정렬에서 벗어남을 알리는 경고를 금지시키는 것이 가능하다.

그렇지만, 바람직한 일 구현예에서는, 상기 항공기가 적어도 2개의 엔진을 가지고, 상기 획득 단계 동안,

·감소된 회전 속도가 최대 테스트 값에 도달할 때, 또는

·상기 엔진의 감시 파라미터가 제작자가 규정한 한계에 도달할 때, 또는

·검사중인 엔진에 의해 발전된 제 1 토크와 제 2 엔진에 의해 발전된 제 2 토크 사이의 차이가 제작자가 규정한 임계치에 도달할 때,

상기 최대 파워에 도달한다.

이 임계치는 정렬에서 벗어남 경고를 유발하는 레벨 미만이 되도록 설정됨이 이해될 수 있다.

임의로, 항공기가 적어도 2개의 엔진을 가질 때, 엔진들은 각 엔진이 동일한 파워를 전달하도록, 획득 단계의 끝에서 동기화될 수 있다.

또 다른 양상에서, 만약 항공기가 2개의 엔진을 가진다면, 획득 단계 동안, 건강 검사를 거치지 않은 엔진의 가스 발생기의 회전 속도는, 양 엔진이 함께 각 엔진에 관해 제작자가 규정한 최대 연속 파워의 2배를 전달하도록 감소될 수 있다.

그렇지만, 획득 단계의 지속 기간은 제작자가 설정한 한계들에 따르도록 최소화되어야 한다.

이 방법 외에, 본 발명은 회전익을 가지는 항공기의 적어도 하나의 터빈 엔진의 건강을 검사하기 위한 방법을 구현하기 위한 장치를 또한 제공하고, 이 경우 엔진은 적어도 하나의 터빈을 포함하는 터빈 조립체와 가스 발생기를 가진다. 이 장치는 적어도 하나의 엔진에 관한 적어도 하나의 건강 검사 장치를 포함하고, 이 장치는

·가스 발생기의 감소된 회전 속도(Ng')의 복수의 테스트 값에 관한 설치 손실들을 포함하는 저장 수단으로서, 이러한 감소된 회전 속도(Ng')는 회전익 항공기의 둘레의 외부 온도에 의해 조정된 가스 발생기의 각각의 회전 속도와 같고, 상기 복수의 테스트 값은 최소 테스트 값 및 최대 테스트 값 사이에 있는, 저장 수단,

·a) 엔진이 최대 파워를 발전시킬 때까지 가스 발생기의 회전 속도를 증가시키고,

b) 감소된 회전 속도가 테스트 값에 도달할 때까지 상기 회전 속도를 감소시키며,

c) 제작자가 규정한 안정화 지속 기간 동안 상기 감소된 회전 속도(Ng')를 일정하게 유지시키면서, 각각의 감시 값을 획득하기 위해 항공기를 안정화시키기 위한 제어 수단,

·설치 손실들과 한계 값을 함께 구비하고, 항공기가 안정화되는 감소된 회전 속도에 대응하는 상기 감시 값을 사용하여 적어도 하나의 동작 마진을 결정하기 위한 계산 수단,

·각각의 동작 마진을 조작자에게 전송하기 위한 전송 수단, 및

·항공기의 가스 발생기의 상기 회전 속도와 각각의 감시 값을 측정하기 위한 복수의 센서를 포함한다.

이 전송 수단은 계산 수단의 출력 및 아마도 각각의 결정된 동작 마진을 표시하기 위한 표시 수단을 포함할 수 있다.

이 장치는 다음 특징들 중 하나 이상을 포함할 수 있다.

예컨대, 상기 건강 검사 장치는 각 엔진에 관한 하나의 제어 수단과, 하나의 계산 수단을 포함한다.

계산 수단 및 제어 수단은 FADEC(full-authority digital engine control)로 알려진 장비일 수 있다.

그러한 장비는 저장 수단을 포함할 수 있고, 그것은 적절한 센서들에 연결될 수 있다.

또한, 이 장치는 상기 방법이 비행시 수행되게 하도록 조작자가 동작 가능한 제어 수단을 포함할 수 있다.

임의로, 이 장치는 알려진 기술들을 사용하여 지상에서 건강 검사를 수행하기 위한 종래의 수단을 포함할 수 있다.

본 발명과 그것의 장점들은 첨부 도면들을 참조하고, 예시로 주어지는 실시예들의 이어지는 설명으로부터 더 상세히 나타난다.

도 1은 단일 엔진을 가지는 항공기에 적용된 건강-검사 장치를 보여주는 도면.
도 2는 다수의 엔진을 가지는 항공기에 적용된 건강-검사 장치를 보여주는 도면.
도 3은 본 발명의 방법을 설명하기 위한 도면.

2개 이상의 도면에 등장하는 요소들은 그들 각각에 동일한 참조 번호가 주어진다.

도 1은, 예컨대 회전익(300)을 가지는 항공기(1)를 보여준다.

항공기(1)는 메인 파워 기어박스(2)를 통해 회전익(300)을 구동시키기 위한 적어도 하나의 터빈 엔진(3)을 가진다. 각각의 엔진은 가스 발생기(4)와 터빈 조립체(5)를 가진다.

예컨대, 이 가스 발생기는 조립체(5)의 고압 터빈(7)과 협력하는 압축기(compressor)(8)를 가진다.

또한, 이 터빈 조립체(5)는 구동 연결(9)을 통해 메인 파워 기어박스(MGB)(2)에 연결되는 자유 터빈(6)을 포함한다. 구동 연결(9)은, 예컨대 자유 터빈에 의해 회전시 구동되는 출구 샤프트를 가질 수 있다.

더 정확하게는, 도 1의 항공기(1)가 터보 샤프트 엔진(3)을 가진다.

엔진들의 개수와는 무관하게, 본 발명은 도 3에 개략적으로 도시된 방법을 적용함으로써, 적어도 하나의 엔진에 대해 건강 검사를 수행하는 것을 제안한다.

건강 검사 전에 실제로 수행되는 발전 단계(STP0) 동안, 제작자는 각 엔진에 의해 발전된 파워에 대한 설치 손실을 정량화하고, 이러한 손실은 항공기(1) 상에 엔진을 탑재하는 것으로부터 생긴다.

이들 설치 손실은, 예컨대 엔진들의 공기 입구들에서의 헤드 손실, 또는 실제로는 압력 왜곡들, 또는 심지어 배기 노즐들로 인한 것일 수 있다. 게다가, 설치 손실들은 액세서리들에 의해 엔진으로부터 뺏어간 파워를 포함하고, 이 경우 액세서리들의 동작은 항공기의 고도 및/또는 특히 외부 온도에 의존적일 수 있다.

따라서 설치 손실들은 각 엔진에 의해 회전익에 전달된 파워를 감소시키는 경향이 있다.

그러므로, 엔진의 복수의 동작 정격들에 대응하는 엔진의 가스 발생기(4)에 관한 감소된 회전 속도(Ng')의 복수의 테스트 값들에 관해, 제작자는 설치 손실들을 결정한다.

테스트 값들은 엔진의 각각의 동작 정격에 관해 최소 테스트 값으로부터 최대 테스트 값에 걸치는 범위를 가진다.

도 1을 참조하면, 엔진의 건강을 검사하기 위한 건강 검사 장치(10)는 결정된 설치 손실들을 포함하는 저장 수단을 포함한다.

도 3을 참조하면, 획득 단계(STP1) 동안 항공기(1)는 안정화되고, 엔진(3)의 적어도 하나의 감시 파라미터의 감시 값이 획득된다. 엔진에 의해 발전된 토크(Tq), 상기 조립체(5)의 고압 터빈(7)의 입구에서의 가스의 온도(TET), 상기 조립체(5)의 자유 터빈(6)의 입구에서의 가스의 온도(T45), 및 가스 발생기의 회전 속도(Ng)를 포함하는 목록으로부터 선택된 엔진의 적어도 하나의 감시 파라미터의 감시 값을 획득하는 것이 가능하다.

따라서, 도 1을 참조하면, 건강-검사 장치(10)는 적절한 측정을 수행하기 위해 복수의 센서(20)를 가진다.

이러한 센서들의 세트는, 예컨대 고압 터빈(7)의 입구에서 가스의 온도(TET)를 감지하기 위한 센서, 자유 터빈(6)의 입구에서 가스의 온도(T45)를 감지하기 위한 센서, 예컨대 엔진의 출구 샤프트 상에 배치된 토크 센서(Tq), 및 가스 발생기의 회전 속도(Ng)를 감지하기 위한 센서를 포함한다.

감지된 토크(Tq)로부터 파워 정보를 얻기 위해, 센서(20)들의 세트는 회전익(3)의 회전 속도(Nr) 또는, 예컨대 토크 센서를 구비한 출구 샤프트의 회전 속도를 감지하기 위한 센서를 포함할 수 있다.

이러한 상황에서는, 획득 단계(STP1) 동안, 건강-검사 장치(10)의 제어 수단(12)이 검사되는 엔진(3)이

a) 상기 엔진이 최대 파워를 발전시킬 때까지 가스 발생기의 회전 속도를 증가시키고,

b) 감소된 회전 속도(Ng')가 테스트 값에 도달할 때까지 상기 회전 속도를 감소시키며,

c) 제작자가 규정한 안정화 지속 기간 동안 상기 감소된 회전 속도(Ng')를 일정하게 그리고 약 5분간 유지시켜, 항공기를 안정화하고 각각의 감시 값을 획득하도록 제어한다.

건강 검사는 복수의 감시 파라미터들을 검사하거나 실제로 오직 하나의 감시 파라미터만을 검사하도록 수행될 수 있다는 점이 이해될 수 있다.

이후, 제어 수단(12)은 하나 이상의 감시 파라미터에 관련된 데이터를 획득한다. "각각의 감시 값"이란 용어는 다양한 옵션들을 포함한다.

도 3을 참조하면, 건강 검사의 평가 단계(STP2) 동안, 각각의 획득된 감시 값을 제작자가 규정한 각각의 한계 값과 비교함으로써, 엔진의 적어도 하나의 동작 마진이 결정된다.

그러한 상황에서는, 그리고 도 1을 참조하면, 건강-검사 장치는 각각의 정격에서 그리고 고려중인 각각의 감시 파라미터에 관해, 각각의 테스트 값에 관한 한계 값을 저장하는 저장 부재(16)를 포함한다.

그러한 한계 값은 설치 손실들을 고려하지 않고, 노화 엔진에 기초하여 테스트 벤치에서 수행된 테스트로부터 생길 수 있다.

나아가, 건강-검사 장치는 고려중인 각각의 감시 파라미터에 관한 동작 마진을 결정하기 위한 계산 수단(13)을 포함한다.

이 계산 수단(13)은 항공기가 안정화되는 감소된 회전 속도에 대응하는 설치 손실들을 감시 값으로부터 뺌으로써 적어도 하나의 동작 마진과 적절한 한계 값을 결정한다.

이 동작 마진은 고압 터빈(7)의 입구에서의 가스의 온도(TET)에 관한 마진, 자유 터빈(6)의 입구에서의 가스의 온도(T45)에 관한 마진 및/또는 감시된 엔진에 의해 발전된 토크로부터 평가된 파워 마진일 수 있다.

일 예로서, 계산 수단(13)은 제작자가 결정한 감소 계수 및 회전익의 회전 속도(Nr)에 의해 엔진(3)에 의해 발전된 토크(Tq)의 곱하기 함수인 감시 파워를 평가한다. 그러한 상황에서는, 계산 수단(13)이 감시 파워와, 제작자가 규정한 이론상 최소 파워에서의 획득 단계(STP1) 동안의 감소된 회전 속도(Ng')에 대응하는 설치 손실들 사이의 차를 비교함으로써, 파워 동작 마진을 결정한다.

이후, 건강-검사 장치(10)는 조작자에게 각각의 동작 마진을 전송하기 위한 전송 수단(14)을 포함한다.

이 전송 수단은, 예컨대 프린터 또는 스크린과 같은 표시 수단(15)과 계산 수단(13)의 출력을 포함할 수 있다.

그러므로 각각의 결정된 동작 마진은 조작자에게 공급된다.

마지막으로, 도 3을 참조하면, 처리 단계(STP3) 동안, 엔진은 동작 마진이 제작자가 규정한 한계 임계치 미만이라면 오버홀된다.

또한, 계산 수단(13), 제어 수단(12), 및 심지어 저장 수단(11)과 저장 수단(16)은 엔진의 FADEC 컴퓨터의 구성 요소 부품들일 수 있음이 주목되어야 한다.

다수의 엔진을 가지는 항공기의 각각의 엔진은 그것 자체의 FADEC를 소유할 수 있다.

또한, 건강-검사 장치(10)는 건강 검사를 행하기 위해 조작자가 조작할 수 있는 제어 수단(30)을 포함할 수 있다.

제어 수단을 활성화하는 것은 조종사와 같은 조작자에게 건강-검사 절차가 수행중이라는 것을 알리기 위한 경고를 초래할 수 있다.

또 다른 양상에서는, 항공기가 하나의 엔진만을 가질 때, 제어 수단(12)은

·감소된 회전 속도가 최대 테스트 값에 도달하거나,

·상기 엔진의 감시 파라미터가 제작자가 규정한 한계에 도달하였을 때

최대 파워에 도달하였다고 간주할 수 있다.

도 2를 참조하면, 항공기는 메인 파워 기어박스(MGB)(2)를 통해 회전익을 구동하기 위한 적어도 2개의 엔진(3)을 포함할 수 있다.

이러한 상황에서는, 전술한 방법을 적용함으로써, 차례로 하나씩 엔진의 건강을 검사하는 것이 가능하다.

임의로, 제어 수단(30)은 경고 수단(50)과 정보를 교환하는 항공 전자 공학 컴퓨터(40) 및 신호 알림 또는 표시 수단에 연결된다.

또한, 이러한 항공 전자 공학 컴퓨터(40)는 검사되는 엔진의 FADEC 컴퓨터에게 건강 검사를 수행하고 그 건강 검사의 결과들을 돌려줄 것을 지시한다.

게다가, 검사되는 엔진의 가속과 함께, 항공 전자 공학 컴퓨터는 건강 검사를 받지 않은 다른 엔진들의 적어도 하나의 가스 발생기(4)의 회전 속도를 결정할 수 있다. 이를 위해, 항공 전자 공학 컴퓨터는 관련된 FADEC 컴퓨터에 함께 작동중인 엔진들이 최대 연속 파워 또는 각 엔진에 관해 제작자가 규정한 최대 이륙 파워에 엔진들의 개수, 즉 도시된 예에서는 3개를 곱한 것을 공급하는 것을 보장하라는 지시를 보낸다.

획득 단계(STP1)의 끝에서는, 항공 전자 공학 컴퓨터가 각 엔진(3)이 동일한 파워를 전달하도록, 상기 엔진(3)들을 동기화시킬 수 있다.

게다가, 엔진들 사이의 동기화가 없으면 동기화되지 않음 경고를 발생시킬 수 있다. 적절하게, 항공 전자 공학 컴퓨터는 건강 검사를 수행하면서 그러한 경고를 비활성화시킬 수 있거나, 검사가 수행중임을 경고 수단(50)에 통지할 수 있다.

또 다른 양상에서는, 획득 단계(STP1) 동안, 제어 수단은

·감소된 회전 속도가 최대 테스트 값에 도달할 때, 또는

·제작자가 규정한 한계에 상기 엔진의 감시 파라미터가 도달할 때, 또는

·제 2 엔진에 의해 발전된 제 2 토크와 검사중인 엔진에 의해 발전된 제 1 토크 사이의 차이가, 동기화되지 않음 경고를 유발하는 것을 회피하기 위해, 제작자가 규정한 임계치에 도달할 때,

엔진의 최대 파워에 도달되었다고 간주할 수 있다.

물론, 본 발명은 그것의 구현에 있어서, 다수의 변형예가 있을 수 있다. 비록 여러 실시예들이 위에서 서술되었지만, 모든 가능한 구현예를 총 망라하여 확인하는 것은 생각할 수 없다는 것이 바로 이해되어야 한다. 물론, 본 발명의 범위를 넘어서지 않는 등가 수단으로, 서술된 수단 중 임의의 것을 대체하는 것을 생각해볼 수 있다.

Claims

회전익(300)을 가지는 항공기(1)의 감시를 위해 적어도 하나의 터빈 엔진(3)의 건강 검사를 수행하는 방법으로서,
상기 터빈 엔진(3)은 가스 발생기(4)와, 적어도 하나의 터빈(6, 7)을 포함하는 터빈 조립체(5)를 가지고,
·상기 건강 검사의 획득 단계(STP1) 동안, 상기 항공기는 안정화되고, 상기 터빈 엔진(3)의 적어도 하나의 감시 파라미터(T45, TET, Tq, Ng)의 감시 값이 획득되며,
·상기 건강 검사의 평가 단계(STP2) 동안, 상기 터빈 엔진(3)의 적어도 하나의 동작 마진이, 상기 감시 값과 제작자가 규정한 한계 값과 비교함으로써 결정되고,
상기 획득 단계 및 상기 평가 단계 전에 수행된 발전 단계(STP0) 동안, 상기 가스 발생기(4)의 감소된 회전 속도에 관한 복수의 테스트 값들에 관해, 상기 항공기(1)에 상기 터빈 엔진(3)을 탑재하는 효과가 평가되며, 상기 감소된 회전 속도(Ng')는 상기 항공기 둘레의 외부 온도에 의해 조정된 상기 가스 발생기(4)의 회전 속도(Ng)와 같고, 상기 복수의 테스트 값은 최소 테스트 값과 최대 테스트 값 사이의 범위를 가지며,
·상기 획득 단계(STP1) 동안:
a) 상기 가스 발생기(4)의 회전 속도는 상기 엔진이 최대 파워를 발전시킬 때까지 증가되고,
b) 상기 가스 발생기(4)의 회전 속도는 상기 감소된 회전 속도(Ng')가 테스트 값에 도달할 때까지 감소되며,
c) 제작자에 의해 규정된 안정화 지속 기간 동안 상기 감소된 회전 속도(Ng')를 일정하게 유지하여 상기 항공기가 안정화되고, 각각의 감시 값이 획득되며,
·상기 건강 검사의 상기 평가 단계(STP2) 동안, 상기 항공기가 안정화되는 상기 감소된 회전 속도에 대응하는 설치 손실들과 감시 값을 사용하여 적어도 하나의 동작 마진이 결정되고, 조작자에게 각각의 동작 마진이 공급되며,
·처리 단계(STP3) 동안에는, 상기 터빈 엔진(3)은 상기 동작 마진이 제작자가 규정한 한계 임계치 미만이라면 오버홀(overhaul)되는 것으로 정해지는, 터빈 엔진의 건강 검사를 수행하는 방법.
제 1 항에 있어서,
상기 획득 단계(STP1) 동안, 상기 터빈 엔진(3)에 의해 발전된 토크, 상기 터빈 조립체(5)의 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도(TET), 상기 터빈 조립체(5)의 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도(T45), 및 상기 가스 발생기의 회전 속도(Ng)를 포함하는 목록으로부터 선택된 상기 엔진의 적어도 하나의 감시 파라미터의 감시 값이 획득되는, 터빈 엔진의 건강 검사를 수행하는 방법.
제 1 항에 있어서,
상기 평가 단계(STP2) 동안, 상기 터빈 엔진(3)에 의해 개발된 토크(Tq)와, 상기 회전익(300)의 회전 속도(Nr)의 함수인 감시 파워가 결정된 다음, 상기 획득 단계(STP1) 동안 감소된 회전 속도(Ng')에 대응하는 설치 손실들과 감시 파워 사이의 차이를 제작자가 규정한 이론상 최소 파워와 비교함으로써 동작 마진이 결정되는, 터빈 엔진의 건강 검사를 수행하는 방법.
제 1 항에 있어서,
상기 획득 단계(STP1) 동안,
·상기 감소된 회전 속도가 상기 최대 테스트 값에 도달하거나
·상기 터빈 엔진(3)의 감시 파라미터가 제작자가 규정한 한계에 도달할 때,
상기 최대 파워에 도달되는, 터빈 엔진의 건강 검사를 수행하는 방법.
제 1 항에 있어서,
상기 항공기(1)는 적어도 2개의 터빈 엔진(3)을 가지고, 상기 획득 단계(STP1) 동안,
·상기 감소된 회전 속도가 상기 최대 테스트 값에 도달하거나
·상기 터빈 엔진(3)의 감시 파라미터가 제작자가 규정한 한계에 도달할 때, 또는
·검사되는 엔진에 의해 발전된 제 1 토크와 제 2 엔진에 의해 발전된 제 2 토크 사이의 차이가 제작자가 규정한 임계치에 도달할 때,
상기 최대 파워에 도달되는, 터빈 엔진의 건강 검사를 수행하는 방법.
제 1 항에 있어서,
상기 항공기(1)는 적어도 2개의 엔진(3)을 가지고, 상기 획득 단계(STP1)의 끝에서, 상기 터빈 엔진(3)들은 각각의 상기 터빈 엔진(3)이 동일한 파워를 전달하도록 동기화되는, 터빈 엔진의 건강 검사를 수행하는 방법.
제 1 항에 있어서,
상기 획득 단계(STP1) 동안 경고가 발생되는, 터빈 엔진의 건강 검사를 수행하는 방법.
제 1 항에 있어서,
상기 항공기(1)는 적어도 2개의 엔진(3)을 가지고, 상기 획득 단계(STP1) 동안, 상기 건강 검사를 거치지 않은 엔진의 가스 발생기(4)의 회전 속도는, 양 엔진이 함께 각각의 엔진에 관해 제작자가 규정한 최대 연속 파워의 2배를 전달하도록, 감소되는, 터빈 엔진의 건강 검사를 수행하는 방법.
제 1 항에 있어서,
상기 감소된 회전 속도(Nq')는 다음 관계식

을 사용하여 얻어지고, 여기서 "Ng"는 해당하는 가스 발생기의 회전 속도를 나타내며, "T0"는 켈빈 온도로 나타낸 항공기 외부의 온도를 가리키는, 터빈 엔진의 건강 검사를 수행하는 방법.
회전익을 가지는 항공기(1)의 적어도 하나의 터빈 엔진(3)의 건강을 검사하기 위해, 제 1 항에 따른 방법을 구현하는 건강 검사 장치(10)로서,
상기 터빈 엔진(3)은 가스 발생기(4)와, 적어도 하나의 터빈(6, 7)을 포함하는 터빈 조립체(5)를 가지고, 적어도 하나의 엔진(3)의 상기 건강 검사 장치(10)는
·상기 가스 발생기의 감소된 회전 속도(Ng')의 복수의 테스트 값에 관한 설치 손실들을 포함하는 저장 수단(11)으로서, 상기 감소된 회전 속도(Ng')는 상기 항공기(1) 둘레의 외부 온도(T0)에 의해 조정된 상기 가스 발생기의 회전 속도(Ng)와 같고, 상기 복수의 테스트 값은 최소 테스트 값 및 최대 테스트 값 사이에 있는, 저장 수단(11),
·a) 상기 엔진이 최대 파워를 발전시킬 때까지 가스 발생기의 회전 속도를 증가시키고,
b) 감소된 회전 속도가 테스트 값에 도달할 때까지 상기 회전 속도를 감소시키며,
c) 제작자가 규정한 안정화 지속 기간 동안 상기 감소된 회전 속도(Ng')를 일정하게 유지시키면서, 각각의 감시 값을 획득하기 위해 항공기를 안정화시키기 위한 제어 수단(12),
·설치 손실들과, 제작자가 규정한 한계 값을 함께 구비하고, 항공기가 안정화되는 감소된 회전 속도에 대응하는 상기 감시 값을 사용하여 적어도 하나의 동작 마진을 결정하기 위한 계산 수단(13),
·각각의 동작 마진을 조작자에게 전송하기 위한 전송 수단(14), 및
·상기 항공기(1)의 상기 가스 발생기의 상기 회전 속도와 각각의 감시 값을 측정하기 위한 복수의 센서(20)를 포함하는, 건강 검사 장치.
제 10 항에 있어서,
상기 건강 검사 장치(10)는 각각의 엔진에 관한 하나의 제어 수단과 하나의 계산 수단을 포함하는, 건강 검사 장치.
제 10 항에 있어서,
상기 방법이 비행시 수행되도록 조작자가 조작할 수 있는 제어 수단(30)을 포함하는, 건강 검사 장치.