KR101652315B1 - 호버링 가능한 항공기용 전자 비행 제어 시스템 - Google Patents

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마르코 씨칼레'
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Abstract

호버링 가능하고 적어도 하나의 로터(102; 104)를 구비하는 항공기(100)용 전자 비행 제어 시스템(1). 이 비행 제어 시스템(1)은 상기 비행 제어 시스템(1)이 조종사로부터의 직접 명령에 응답하여 로터 속도를 제어하는 수동 비행 제어 모드, 그리고 상기 항공기의 개별 비행 모드에 대응하는 적어도 2개의 자동 비행 제어 모드로 작동하도록 구성되어 있으며, 이 자동 비행 제어 모드에서는 상기 비행 제어 시스템(1)이 여러 비행 조건에 기초하여 자동으로 로터 속도를 제어한다. 이 비행 제어 시스템(1)은 또한 상기 자동 비행 제어 모드 각각에 대해 상기 로터의 상이한 속도값을 적어도 하나의 비행 양의 상이한 값에 연계시키는 개별 비행 테이블을 기억하도록 구성되고, 상기 개별 비행 테이블에 기초하여 상기 자동 비행 제어 모드로 로터 속도를 자동으로 제어하도록 구성되어 있다.

Description

호버링 가능한 항공기용 전자 비행 제어 시스템{ELECTRONIC FLIGHT CONTROL SYSTEM FOR AN AIRCRAFT CAPABLE OF HOVERING}
본 발명은 호버링 가능한 항공기용, 특히 메인 로터와 테일 로터를 갖춘 헬리콥터용 전자 비행 제어 시스템에 관한 것이다. 본 발명은 이러한 전자 비행 제어 시스템을 단지 예를 들어 설명한다.
헬리콥터는 메인 로터와 테일 로터를 구비하고 있는 것으로 알려져 있으며, 이들 로터는 서로 연결되어 있고 하나 이상의 엔진에 의해 회전한다.
동력이 공급되면, 메인 로터와 테일 로터는 실질적으로 세 가지 범위, 즉 로터 속도(rpm)가 통상적으로 주어진 공칭 속도의 96%에서 102%까지 이르는 표준 (정상) 작동 범위, 로터 속도가 통상적으로 90%에서 96%까지 이르는 하위 작동 범위, 로터 속도가 통상적으로 102%에서 106%까지 이르는 상위 작동 범위로 작동한다. 이들 회전 속도는 헬리콥터가 상이하면 백분율 작동 범위가 다르다는 점에서 명백히 예시적일 뿐이다.
예컨대 WO2008/48245에 기재된 바와 같이, 메인 및 테일 로터의 속도를 감소시킴으로써 헬리콥터에서 발생하는 소음을 감소시키기 위한 자동 시스템이 공지되어 있다. 로터에 의해 발생되는 소음은 속도(rpm)의 증가와 더불어 신속하게 증가하고, 자동 시스템은 파라미터, 예컨대 비행 고도, 비행 속도, 그리고 공기 온도를 기초로 작동하여 로터 속도를 조절해서 원하는 저소음 수준을 달성한다는 점에서 조종사를 지원한다.
본 출원인이 발견한 바에 따르면, 안전한 비행을 보장하기 위해 자동 전자 비행 제어 시스템이 상당한 양의 데이터를 처리해야 한다는 것이다. 주어진 환경 및/또는 비행 고도 조건에서 로터 속도를 저속에서 고속으로 전환하는 것은 결국 헬리콥터의 제어 상실 또는 손상에 이를 수 있고, 그 반대로 하는 것도 역시 동일하게 위험하다. 부적합한 비행 조건에서 로터 속도를 감소시키는 것은 결국 헬리콥터의 제어 상실을 회복 불가능하게 할 수도 있다. 작동과 관련하여 전자 비행 제어 시스템은 한 가지 형태 이상의 비행 정보를 기초로 메인 및 테일 로터의 속도를 고속에서 저속으로 또는 저속에서 고속으로 전환하는 것을 단순히 자동으로 제어하기 때문에 역시 상당히 유연하지 못하고, 임계 조건에서도 최대 자동 비행 제어를 요구하는 임무에 부적합하다. 실제로 그러한 시스템은 만약 어떤 조건이 충족되지 않는 경우 고소음 (고속 로터) 모드에서 저소음 (저속 로터) 모드로, 그 반대로 자동 전환의 단순한 무능화에 한계가 있다.
따라서 임계 조건에서 개별화한 임무와 자동 비행 제어의 범위는 꽤 제한적이고, 임무 형태도 효율적이면서 안전하게 정의 및 자동화될 수 없다.
따라서 본 출원인은 항공기의 하나 이상의 로터의 속도를 자동으로, 그리고 안전하게, 고도로 유연하고 임무 적합형으로 제어하는 전자 비행 제어 시스템을 고안했다.
본 발명의 목적은 전술한 종래 기술의 단점을 제거하도록 설계된, 호버링 가능한 항공기용 전자 비행 제어 시스템을 제공하는 것에 있다.
본 발명에 따르면, 첨부한 청구범위에 기재된 바와 같이, 호버링 가능한 항공기용 전자 비행 제어 시스템, 이러한 전자 비행 제어 시스템을 갖춘 항공기, 및 호버링 가능한 항공기용 전자 비행 제어 시스템용 소프트웨어가 제공된다.
도 1은 본 발명에 따른 비행 제어 시스템의 일 실시형태의 블록도를 보여주며,
도 2는 본 발명의 일 실시형태에 따라 상이한 로터 속도 제어 모드의 성능 관계를 도식적으로 보여주며,
도 3은 본 발명의 일 실시형태에 따라 상이한 로터 속도 제어 모드 사이의 천이를 예시한 상태도를 보여주며,
도 4는 본 발명의 다른 실시형태에 따라 상이한 로터 속도 제어 모드 사이의 천이를 예시한 상태도를 보여주며,
도 5는 자동 저소음 비행 제어 모드에서 밀도 고도와 비행 속도의 변화와 더불어 로터 속도를 포함한 데이터베이스를 테이블 형태로 보여주며,
도 6은 자동 고성능 비행 제어 모드에서 밀도 고도와 비행 속도의 변화와 더불어 로터 속도를 포함한 데이터베이스를 테이블 형태로 보여주며,
도 7은 도 1의 비행 제어 시스템을 갖춘 헬리콥터를 보여준다.
당해 전문가가 본 발명을 제조 및 사용할 수 있도록 본 발명을 첨부한 도면을 참조하여 상세하게 설명할 것이다. 당업자에게 자명한 바와 같이 기술하는 실시형태에 대해 변화가 이루어질 수도 있고, 설명하는 일반적인 원리도 역시 첨부한 청구범위에 기재된 바와 같이 본 발명의 보호범위로부터 벗어나지 않고 다른 실시형태 및 응용분야에 적용될 수도 있다. 따라서 본 발명은 여기에서 기술하고 예시한 실시형태에만 한정되는 것으로 의도되는 것이 아니라, 본원에서 기술되고 청구되는 원리 및 특징과 일치하는 가장 넓은 보호범위가 허용되어야 한다.
도 1은 본 발명의 일 실시형태에 따른 비행 제어 시스템의 블록도를 보여준다. 비행 제어 시스템(1)은 헬리콥터(100)(도 7)에 설치되고, 무엇보다도 헬리콥터(100)의 하나 이상의 엔진(101)을 제어하며, 이 엔진은 순서대로 헬리콥터(100)의 메인 로터(102) 및 테일 로터(104)의 속도를 제어한다.
비행 제어 시스템(1)은 조종사 제어 블록(2)을 포함하며, 이 조종사 제어 블록(2)은 조종사(도시 생략)와 비행 제어 시스템(1) 사이의 인터페이스를 총체적으로 형성하고, 조종사가 수동 제어 블록(4)을 활성화함으로써 수동 제어 모드를, 또는 자동 제어 블록(6)을 활성화함으로써 자동 제어 모드를 활성화할 수 있게 해준다.
비행 제어 시스템(1)은 공지의 엔진 제어 또는 FADEC(Full Authority Digital Engine Control: 전권 디지털 엔진 제어) 블록(8)을 포함하며, 이 엔진 제어 또는 FADEC 블록(8)은 통상적으로 EEC(전자 엔진 제어 장치) 또는 ECU(엔진 제어 유닛)을 구비한다. FADEC 블록(8)은 비행 제어 시스템(1)이 속하는 헬리콥터(100)의 엔진(101)의 성능 측면을 제어한다. 더 상세하게는, 엔진(101)의 성능은 FADEC 블록(8)에 연결된 엔진 제어 블록(10)에 의해 제어되며, 이 엔진 제어 블록(10)은 FADEC 블록(8)과 엔진(101) 사이의 인터페이스를 형성한다.
수동 제어 블록(4)이 활성화한 경우, 수동 제어 블록(4)은 대화 인터페이스를 형성하여 조종사 입력 명령이 FADEC 블록(8)에 의해 올바르게 수신되었다는 것을 보장하며, 이에 따라 엔진 제어 블록(10)에 의해 엔진의 작동(속도, 출력, 등)을 제어한다.
수동 제어 블록(4)이 활성화하면, 자동 제어 블록(6)이 무능화되고, 조종사는 헬리콥터(100)를 완전 제어한다.
조종사가 자동 제어 블록(6)을 활성화하도록 조종사 제어 블록(2)을 명령하면, 수동 제어 블록(4)이 무능화되고, FADEC 블록(8)이 속도 제어 블록(12)에 의해 자동으로 발생된 명령어를 수신한다. 이 속도 제어 블록(12)은 데이터를 저장하는 하나 이상의 메모리(14)를 구비하며, 이 데이터를 통해 속도 제어 블록(12)은 FADEC 블록(8)으로 전송될 명령어[통상적으로 로터(102, 104)의 원하는 속도와 관련되어 있음]를 확인한다. 메모리/메모리들(14)에 저장된 데이터는 (예컨대, 도 5 및 도 6을 참조하여 후술되는 바와 같이) 메모리/메모리들(14)에 저장된 데이터베이스에서 체계화될 수 있다. 속도 제어 블록(12)은 비행 파라미터 제어 블록(16)에 연결되고, 다음에 다수의 센서(17)에 연결되며, 이들 센서는 환경 데이터(예컨대, 고도, 지상거리, 주변온도, 대기압), 헬리콥터(100)의 비행 조건에 관한 데이터(예컨대, 성능, 비행속도, 비행방향, 연료 유량), 그리고 헬리콥터(100)의 하중 및/또는 중량 조건에 관한 데이터, 혹은 추가로 배기 가스 온도를 비행 파라미터 제어 블록(16)에 공급한다.
보다 상세하게는 센서(17)들은 공기 온도 및/또는 대기압 및/또는 날씨 조건들 및/또는 풍력과 풍향 및/또는 압력 고도(pressure altitude: PA), 등과 같은 외부 데이터를 획득하기 위한 환경 센서 블록(18)과, 헬리콥터(100)의 중량을 [예컨대 지상에서 헬리콥터(100)의 바퀴 또는 스키드 상의 중량을 측정함으로써] 측정하기 위한 중량 센서(20), 방위 및 기수방위를 표시하기 위한 (예컨대 GPS 수신장치 및/또는 회전나침반과 같은) 방위 센서(22), 헬리콥터의 지면 상의 위치를 결정하기 위한 고도계(24), 메인 로터(102) 및/또는 테일 로터(104)의 속도를 결정하기 위한 하나 이상의 블레이드 회전 속도 센서(26), 그리고 엔진에 대한 출력 요구를 통신하기 위한 하나 이상의 집합적인 위치 센서(28)를 포함한다. 물론 헬리콥터에는 다른 센서들도 장착될 수 있다.
밀도 고도는 공지의 방식으로 유도될 수도 있다.
일 실시형태에서, 중량 센서(20)는 또한 헬리콥터(100)의 실제 비행 중 중량을 나타내도록, 예컨대 연료 소모로 인한 헬리콥터(100)의 비행 중 중량의 감소, 또는 비행 중의 헬리콥터(100)에 예컨대 윈치(winch; 도시 생략)를 이용하여 사람 및/또는 화물을 적재함으로써 야기되는 헬리콥터(100)의 중량의 증가를 나타내도록 설계되는 것이 유리하다. 따라서 중량 센서(20)는 연료 레벨 센서(도시 생략)에 연결되며, 이 연료 레벨 센서로부터 중량 센서가 잔류 연료 레벨을 획득하고, 잔류 연료 레벨을 소모 연료의 중량으로 연계하거나 전환하며, (또는 계산 없이 중량 센서가 연료 소모로 인한 중량 손실을 획득한다. 또한 중량 센서(20)는 헬리콥터(100)에 사람 또는 화물을 적재하는 데에 사용되는 윈치에 연결된 다른 중량 센서(도시 생략)에 연결되어 태운 사람 및/또는 실은 화물의 중량을 획득한다. 윈치에 연결된 센서가 없는 경우, 조종사는 헬리콥터(100)에 태운 사람 및/또는 실은 화물의 중량 또는 추정 중량을 수동으로 입력할 수도 있다.
또한 비행 파라미터 제어 블록(16)은 (예컨대 하나 이상의 비디오와 같은) 온-보드 계기(38)에 선택적으로 연결되어 조종사에게 상술한 센서에 의해 획득된 데이터를 그래픽으로 표시한다.
또한 비행 제어 시스템(1)은 헬리콥터의 성능(즉, 비행 중 물리적인 응답)에 대한 데이터를 수집하기 위한 성능 블록(40)을 포함하며, 이 성능 블록은 엔진 제어 블록(10), 비행 파라미터 제어 블록(16), 그리고 비행 파라미터 제어 블록에 의해 속도 제어 블록(12)에 연결되어 있다. 속도 제어 블록(12)은 또한 자동 조종 장치(42)와 비행 제어 블록(44)에 의해 성능 블록(40)에 연결되어 있다.
속도 제어 블록(12)에 의해 로터(102, 104)의 속도를 증가시키면, 헬리콥터의 비행 방향 및/또는 속도 및/또는 고도가 변하게 된다. 호버링 시에는 예컨대 자동 조종 장치(42), 비행 제어 블록(44), 그리고 성능 블록(40)이 공동으로 작용하여 비행 방향을 유지시키며, 만약 조종사에 의해 변경되지 않는다면 속도 또는 고도를 마찬가지로 유지시킨다. 성능 블록(40), 자동 조종 장치(42) 및 비행 제어 블록(44)의 동작은 공지되어 있기 때문에 상세하게 설명되지 않는다. 마지막으로 성능 블록(40)은 비행 파라미터 제어 블록(16)에 연결되어 있고, 센서(17)에 의해 기록되고/기록되거나 측정된 헬리콥터 성능 정보를 비행 파라미터 제어 블록(16)에 의해 수신한다.
비행 제어 시스템(1)은 또한 속도 제어 블록(12)을 FADEC(8)에 연결하는 제1 및 제2 제어 인터페이스 블록(46, 48)을 포함한다. 제1 제어 인터페이스 블록(46)은 엔진(101)의 현재 작동 상태에 관한 정보 [예컨대, 엔진 속도, 로터(102, 104)의 제어 속도, 등]를 FADEC(8)에 의해 수신하고, 이 정보를 속도 제어 블록(12)에 제공한다. 다음에 속도 제어 블록(12)은 환경 센서 블록(18), 중량 센서(20), 방위 센서(22), 고도계(24), 블레이드 회전 속도 센서(26), 연합 위치 센서(28), 및 제1 제어 인터페이스 블록(46)으로부터의 정보에 기초하여, 그리고 성능 블록(40)으로부터의 헬리콥터 성능 정보에 기초하여, 제2 제어 인터페이스 블록(48)을 통해 FADEC(8)와 통신한다. 보다 상세하게는, 속도 제어 블록(12)은 FADEC(8)와 통신하여 메인 로터(102) 및 테일 로터(104)의 회전 속도를 설정한다. 다음에 FADEC(8)는 회전 속도를 엔진 제어 블록(10)으로 전송하며, 이 엔진 제어 블록은 엔진(101)을 통해 속도 제어 블록(12)에 의해 요구되는 속도로 메인 로터(102) 및 테일 로터(104)를 회전시킨다.
보다 상세하게는, 속도 제어 블록(12)은 센서(17)에 의해 획득된 정보를 비행 파라미터 제어 블록(16)에 의해 수신하고, 이에 따라 제2 제어 인터페이스 블록(48)에 로터(102, 104)의 속도를 증가 또는 감소시키도록 명령한다. 속도 제어 블록(12)은 또한 자동 조종 장치(42)에 로터(102, 104)의 속도를 증가 또는 감소시키라는 명령에 대한 정보를 제공하며, 그 결과 자동 조종 장치(42)는 비행 제어 블록(44)을 통해, 그리고 성능 블록(40)으로부터의 현재 헬리콥터 성능 정보를 기초로 하여, 헬리콥터(100)의 성능을 제어하여 비행 방향을 무변화 상태로 유지시킨다. 이륙 전에 또는 비행 중에 헬리콥터(100)의 조종사는 조종사 제어 블록(2)에 의해 의도한 임무 프로파일에 가장 적합한 비행 특성을 선택할 수 있다. 예컨대, 조종사는 성능을 대가로 소음 수준 및/또는 연료 소모를 최소화하는 비행을 선택할 수도 있으며, 또는 소음 수준 및 연료 소모를 대가로 비행 출력 및 속도를 최대화할 수도 있다. 조종사의 선택에 따라, 속도 제어 블록(12)은 자동으로 엔진(101)을 제어하며 이에 따라 [메인 로터(102) 및/또는 테일 로터(104)의 속도를 증가 또는 감소시키며), 따라서 안전에 관하여 중요한 결정을 내리는 책임으로부터 조종사를 구제한다.
예컨대, 자동 제어 블록(16)을 활성화함으로써 조종사는 두 모드 사이에서, 즉 저소음 및/또는 연료 소모에 비해 헬리콥터(100)의 성능을 더 배려하도록 주로 설계된 모드와 저소음 및 연료 절약에 더 배려하도록 설계된 모드 사이에서 선택할 수 있다. 고성능은 통상적으로 헬리콥터(100)의 로터(102, 104)의 고속에 해당하는 반면에, 최소 소음 및 연료 절약은 (이륙 시의 하중에 따라) 헬리콥터(100)의 환경 조건 및 현재 중량과 호환하여 로터(102, 104)의 속도를 감소시킴으로써 달성된다. 일단 비행 모드가 선택되면, 비행 제어 시스템(1)은 자동으로 메인 로터(102) 및 테일 로터(104)의 속도 제어를 행하여 가능하면 긴밀하게 조종사의 요구에 따른다.
이것은 헬리콥터(100)의 통상적인 비행 중 동작 동안에 장점을 가질 뿐만 아니라, 보다 효과적인 긴급 제어를 제공한다. 예를 들면, 나쁜 날씨 조건에서 조종사는 로터(102, 104)의 속도를 자동으로 조절하는 비행 조종 시스템(1)에 의해 (예컨대 나쁜 날씨 조건에서 또는 특히 높은 고도에서 자동으로 속도를 증가시킴으로써) 연속적으로 지원을 받으며, 이에 따라 안전을 향상시킨다.
조종사 제어 블록(2)은 적어도 4개의 동작 모드, 즉 2개의 수동 모드와 2개의 자동 모드를 선택하는 것을 제공하는 것이 바람직하다. 2개의 자동 모드는 제1 고성능 자동 모드와, 소음, 연료 소모, 및 오염물질 배출을 최소화하기 위한 제2 저성능 자동 모드를 포함한다.
보다 상세하게는, 제1 자동 모드는 피로 스트레스를 감소시키고 비행 안전 운항 범위(flight envelope)를 증가시키는 데에 사용된다. 비행 안전 운항 범위는 헬리콥터(100)의 기본 성능, 특히 범위가 알려져 있는 지시 비행 속도에 기초하여 정의되지만, 또한 환경 조건, 예컨대 압력 고도 및 외부 공기 온도에 기초하여 정의되기도 한다.
2개의 수동 모드는 제1 및 제2 수동 모드를 포함한다.
제1 수동 모드에서는, 로터 속도가 조종사에 의해 변경되지 않는다면 주어진 공칭 속도의 백분율 값, 즉 100%에 고정된다.
제2 수동 모드에서는, 로터 속도가 조종사에 의해 재차 변경되지 않는다면 백분율 값, 즉 102%에 고정된다.
이러한 관점에서, 수동 작동 모드들은 전체 비행 안전 운항 범위 내에서 메인 및 테일 로터(102, 104)의 속도가 비행 파라미터들(온도, 비행 속도, 대기압, 헬리콥터 중량, 압력 고도, 밀도 고도, 등)에 상관없이 FADEC(8)에 의해 일정한 값(100% 또는 102%)으로 유지되는 작동 모드를 의미하도록 되어 있다. 엔진(101)의 작동 범위와 토크 범위는 전술한 범위를 초과하는 경우 헬리콥터(100)의 기준 비행 매뉴얼에 정의된 바와 같이 작동시키도록 기대되는 조종사에 의해 제어된다.
한편으로는, 자동 동작 모드는 메인 로터(102) 및 테일 로터(104)의 속도가 [속도 제어 블록(12)의 메모리(14)에 저장된] 제어 규칙(control laws)에 종속되는 모드를 의미하도록 되어 있으며, 이러한 제어 규칙은 전체 비행에 걸쳐 비행 파라미터 블록(16)으로부터의 비행 파라미터에 기초하여 최적 속도를 정의한다. 제1 또는 제2 자동 모드가 활성화하면, 로터(102, 104)의 속도(분당 회전수-rpm)가 일정한 것과는 반대로 변화한다.
조종사에 의해 선택된 모드(제1 또는 제2 자동 모드)에 따라, 자동 제어 블록(16)은 속도 제어 블록(12)에 선택된 모드와 일치하는 로터(102, 104) rpm 값(대략 말하면, 제1 모드에서는 높은 로터 rpm, 제2 모드에서는 낮은 로터 rpm)을 FADEC(8)에 전송하라고 명령한다.
속도 제어 블록(12)은 로터(102, 104)의 필요한 rpm을 제2 제어 인터페이스 블록(48)을 통해 FADEC(8)로 전송하며, FADEC(8)는 rpm 요청을 해석하고, 이에 따라 엔진 제어 블록(10)에 명령하여 엔진(101)을 제어하여 로터(102, 104)의 필요한 속도를 달성한다. 안전상의 이유로 조종사는 항상 수동 제어 블록(4)을 활성화하여 자동 제어 블록(16)을 무시함으로써 수동으로 개입할 수 있다.
안전상의 이유로, 제1 및 제2 자동 모드는 헬리콥터(100)가 지상에 있을 때[이것은 예컨대 중량 센서(20)에 의해 기록된 중량에 기초하여 결정될 수 있다], 그리고 출발 후에 메인 로터(102) 및 테일 로터(104)를 구동시키는 모터(101)가 통상적인 안전 운항 범위(100% 또는 102%)에서 작동하는 경우 단지 활성화 가능한 것이 바람직하다. 그러나 조종사는 여전히 비행 중인 경우에도 어느 모드를 선택할 수도 있다.
도 2는 성능 및 로터 속도 제어 한계에 관하여 제1 자동 모드, 제2 자동 모드, 그리고 수동 모드 사이의 관계를 보여주는 도면이다.
최대 가능한 비행 안전 운항 범위를 달성하기 위한 고성능 제1 자동 모드는 영역(50)으로 표시되어 있다. 최대 이륙 중량과 같은 한계에 종속되는 수동 모드들은 영역(50) 내에 전부 포함된 영역(52)으로 함께 표시되어 있다.
저성능, 저소모, 저소음 제2 자동 모드는 영역(52) 내에 모두 포함된 영역(54)으로 표시되어 있다. 사실 제2 자동 모드는 수동 모드들에 대하여 추가의 한계, 예컨대 추가적인 이륙 중량 한계와 최대 로터 및 비행 속도 한계를 가지고 있다.
도 3은 본 발명의 일 실시형태에서 전술한 2개의 자동 모드와 2개의 수동 모드 사이의 전환을 예시한 상태도를 보여주고 있다. 도 3의 예에서, 상태들 사이의 전환은 최대 비행 안전을 보장하도록 설계된 조건에 의해 통제되며, 이 최대 비행 안전은 모든 상태 천이를 의미하는 것이 아니라, 단지 저성능 상태에서 고성능 상태로의 천이만이 허용된다. 언급한 바와 같이, 조종사는 필요한 경우 자동 비행 제어 시스템을 명백히 무시할 수도 있고, 도 3의 상태들 중의 어느 하나에서 다른 하나로의 전환을 강제로 할 수도 있다.
엔진(101)의 시동 전에, 또는 적어도 이륙 전에, 조종사는 계획된 임무에 따라 제1 자동 모드 (상태 Al 상태), 제2 자동 모드 (A2 상태), 제1 수동 모드 (Ml 상태), 그리고 제2 수동 모드 (M2 상태) 중에서 어느 하나를 선택할 수도 있다. 일단 선택이 이루어지면, 헬리콥터(100)는 이륙 후에 Al 상태 또는 A2 상태, 또는 Ml 상태 또는 M2 상태로 남아 있으며, 조종사로부터의 추가 명령을 기다린다.
언급한 바와 같이 A2 상태는 저소음 및 소모에 특전을 주도록 [여기에서, 로터(102, 104)의 최대 rpm을 의미하도록 되어 있는] 최대 성능에 관하여 제한되어 있고, 로터(102, 104)의 속도 변화는 조종사에게 명백하다. 보다 상세하게는, 불변의 선형 수평방향 비행의 경우 또는 호버링인 경우, 환경 인자들에 의해 야기된 로터(102, 104)의 속도 변화는 자동 조종 장치(42)가 활성화되고 안정적인 궤적을 유지하는 데에 책임을 진다는 점에서 비행 성능 또는 비행 방향의 어떠한 변화도 야기하지 않는다.
A2 상태가 저성능 상태이기 때문에, 이 상태는 항상 벗어나서 다른 더 높은 성능 자동 상태로 또는 수동 상태로 어떠한 안전 문제를 유발하지 않고 전환될 수 있다. 따라서, 조종사의 선택에 따라 A2 상태는 Al 상태, Ml 상태, 및 M2 상태 중의 어느 하나로 전환될 수 있다.
Al 상태에서, [로터(102, 104)의 최대 rpm을 의미하도록 재차 되어 있는] 최대 성능은 제한되지 않고, 저소음 및 소모를 대가로 하여 속도, 응답, 출력에 특전이 주어진다. Al 상태가 자동 상태이므로, 로터(102, 104)의 속도 변화는 조종사에게 명백하고, 자동 조종 장치(42)는 Al 상태 전체에 걸쳐 활성 상태이고, 로터(102, 104)의 속도 변화에 상관없이 안정한 궤적을 유지시킨다.
Al 상태가 최대 비행 안전 운항 범위 상태이므로, 이 상태는 벗어날 수 없는데, 이는 동일한 성능 및 이에 따라 Al 상태에 의해 보장되는 비행 안전을 보장하지 못하는 다른 A2 상태, Ml 상태, 및 M2 상태로 인한 것이다.
제1 수동 모드(Ml)에서, 로터(102, 104)의 속도는 기준 비행 매뉴얼(reference flight manual: RFM)에 규정된 바와 같이 소정 값, 예컨대 100%로 설정된다. 그러나 조종사의 재량으로 그 소정 값은 바뀔 수 있고, 조종사가 헬리콥터(100)를 완전 제어한다. 조종사에 의해 명령을 받지 못하면, 로터(102, 104)의 속도는 헬리콥터(100)의 환경 조건 및/또는 중량의 변화와 함께 자동으로 변하지 않고, 소정 또는 조종사 설정 값에 고정된 채로 유지된다.
제 2 수동 모드(M2)에서, 로터(102, 104)의 속도는 기준 비행 매뉴얼(RFM)에 규정된 바와 같이 제1 수동 모드(Ml)의 값보다 더 높은 소정 값, 예컨대 102%로 설정된다. 제2 수동 모드(M2)는 가령 조종사에 의한 복잡한 조작을 요구하는 좁은 공간에서 이륙 또는 착륙할 때 적합하다. 이 경우, 마찬가지로 소정 로터 속도가 조종사의 재량으로 변경될 수 있고, 조종사에 의해 명령을 받지 못한 경우, 로터(102, 104)의 속도는 고정된 채로 유지된다.
Ml 상태는 조종사에 의해 Al 상태 또는 M2 상태로 전환될 수 있다. M2 상태는 조종사에 의해 벗어날 수 있지만, 도시된 실시형태에서는 단지 Al 상태로 전환될 수 있을 뿐이며, 이는 M2 상태와 동일하거나 더 나은 성능을 보장하지 못하는 다른 상태들로 인한 것이다.
도 4는 본 발명의 다른 실시형태에 대하여 도 3의 상태도와 유사한 상태도를 보여주고 있으며, 이 실시형태에서는 동일한 상태가 어떠한 추가의 설명 없이 동일한 참조부호를 사용하여 표시되어 있다. 도 3의 상태도와 달리, 도 4의 상태도는 Al 상태, A2 상태, Ml 상태 및 M2 상태 중의 어느 하나로 그리고 어느 하나로부터 양방향 전환(two-way switching)을 허용한다. 그러나 고성능 상태(예컨대, Al 상태)로부터 저성능 상태(예컨대, A2 상태)로의 전환은 하나 이상의 조건에 종속되고, 이들 조건이 충족되는 경우에만 비행 조종 시스템(1)이 고성능 상태에서 저성능 상태로의 천이를 허용한다. 이들 조건 중의 하나만이라도 충족되지 않는 경우, 고성능 상태에서 저성능 상태로의 전환이 허가되지 않고, 고성능 상태가 유지된다.
보다 상세하게는, Al 상태, Ml 상태 및 M2 상태 중의 하나로부터 A2 상태로의 전환은 로터(102, 104)의 속도를 감소시키는 것과 관련되어 있기 때문에 [전술한 바와 같이 중량 센서(20)에 의해 기록되어, 연료 소모 및 비행 중에 획득하거나 상실한 하중에 기초하여 비행 중에 업데이트된] 헬리콥터(100)의 중량에 의존하며, 이러한 중량은 주어진 소정 문턱값보다 낮아야 하고, 비행 속도 및 고도에 대해서 평가되어야 한다.
고성능 Al 상태로부터 Ml 상태 또는 M2 상태로의 전환은 로터(102, 104)의 속도를 감소시키는 것과 관련이 없는 경우 무조건 허용된다.
반대로, 이러한 전환은 Al 상태, Ml 상태 및 M2 상태 중의 하나로부터 A2 상태로 전환할 때와 같이 헬리콥터(100)의 총 중량을 평가하는 것에 따른다.
조종사가 헬리콥터(100)를 완전 제어하는 수동 상태들이기 때문에, M2 상태에서 Ml 상태로의 전환은 조종사의 실제 의도를 단순 판단하여 전환을 행함으로써 허용될 수 있다. 선택적으로 또는 추가적으로 헬리콥터(100)의 중량도 역시 확인될 수 있고, 이 중량이 소정 문턱값보다 작은 경우에만 그 전환이 허용된다.
다른 실시형태(도시 생략)에서는, 고성능 상태에서 저성능 상태로의 전환이 비록 어떤 조건들이 충족되지 못한다는 사실에 대해 조종사에게 주의를 주어서 상태를 전환할 지의 여부를 결정하는 것을 조종사에 맡기는 조종사 경고를 허용하는 것이 유리할 수도 있겠지만 응하는 특정 조건[예컨대 헬리콥터(100)의 중량]에 상관없이 허용된다.
Al 및 A2 상태(제1 및 제2 자동 모드)에서 허용된 비행 안전 운항 범위는 여러 작동 영역으로 분할되며, 그 각각의 영역은 선택된 모드에 따라 로터(102, 104)의 주어진 속도와 관련되어 있다.
작동 영역은 예컨대 속도 제어 블록(12)의 메모리(14)에 차례로 저장된 데이터베이스에 저장된다. 각각의 자동 모드(도 3 및 도 4의 Al 및 A2 상태)에 대하여, 각각의 데이터베이스의 저장 위치 각각은 고려된 하나 이상의 파라미터, 예컨대 비행 속도와 비행 고도에 의해 취해져서 공동으로 평가된 값을 기초로 하여 무조건 주소 지정된다.
도 5는 여기에서는 밀도 고도라고 의도된 고도(수직축)와 비행 속도(수평축)의 변화와 더불어 로터 속도 값을 포함한 데이터베이스를 테이블 형태로 보여주고 있다. 보다 상세하게는, 도 5의 테이블은 저소음 및 최저 연료 소모에 특전을 주도록 제2 자동 모드(도 3 및 도 4의 A2 상태)에서 로터(102, 104)의 작동에 관한 것이다.
비행 속도 범위와 밀도 고도 범위(즉 테이블에서 각각의 박스)로 나타낸 작동 영역 각각은 로터(102, 104)의 주어진 속도에 대응한다.
도 5에 도시된 바와 같이, 최저값 Tmin_s, 즉 0 km/h와 제1 값 T!_s, 즉 93 km/h 사이의 비행 속도에서, 그리고 최저값 Hmin_s, 즉 약 -2000 m와 제1 값 H1_s, 즉 약 5000 m 사이의 밀도 고도에서, 로터(102, 104)는 94% 속도로 구동된다. Tmin_s 과 T1_s 사이의 비행 속도를 유지하지만 제1 값 H1_s 이상 (그러나 여전히 최대 허용 고도 Hmax_s, 즉 약 6000 m의 범위 내)의 밀도 고도를 증가시키면, 로터(102, 104)가 더 높은 속도인 106%로 구동된다. 이것은 안전상의 이유로 필요하며, 주어진 제어 여유에 대해 높은 고도에서 상대적으로 낮은 비행 속도와 희박한 공기는 로터(102, 104)의 속도를 증가시켜 비행 중인 헬리콥터(100)를 유지시킬 것을 요구한다. 도 5에 도시된 바와 같이, 제1 값 T1_s과 제2 값 T2_s, 즉 200 km/h 사이의 더 높은 비행 속도에서, 그리고 이전과 동일한 밀도 고도에서, 로터(102, 104)는 더 낮은 속도로 구동될 수 있다. 즉 제1 값 T1_s과 제2 값 T2_s 사이의 비행 속도에서, 그리고 Hmin_s와 H1_s 사이의 밀도 고도에서, 로터(102, 104)는 92% 속도로 구동되고, 상술한 범위 내의 비행 속도를 유지하고, 제1 값 H1_s과 최대값 Hmax_s, 사이의 범위로 밀도 고도를 증가시키면, 로터(102, 104)는 95% 속도로 구동된다.
T2_s 이상으로 비행 속도를 증가시키면, 로터(102, 104)의 속도를 대응해서 증가시키는 것이 요구된다. 최저값 Hmin_s과 중간값 H2_s, 즉 2800 m 사이의 낮은 밀도 고도에서, 그리고 제2 값 T2_s과 제3 값 T3_s, 즉 260 km/h 사이의 비행 속도에서, 로터(102, 104)는 96% 속도로 구동된다. 동일한 밀도 고도에서, 그러나 최대값 Tmax_s, 즉 310 km/h까지의 더 높은 비행 속도에서, 로터(102, 104)는 100% 속도로 구동된다. 높은 비행 속도(제2 값 T2_s 이상) 및 높은 밀도 고도(중간값 H2 _s 이상)에서, 로터(102, 104)는 전술한 예에서는 최대 속도 106%로 구동된다.
따라서 소음 및 연료 소모는 낮은 비행 속도와 고도에서 최소화될 수 있지만, 동시에 안전 및 출력(필요한 경우)을 보장하여 높은 비행 속도와 고도에 도달할 수 있다.
도 5에 도시되고 및 위에서 설명한 바와 같이, 밀도 고도 및/또는 비행 속도의 변화와 더불어 로터(102, 104)의 속도 변화는 연속적인 것과는 대조적으로 소정 단계로 따로따로 일어난다.
분명히, 로터(102, 104)의 하나의 속도에서 다른 속도로의 전환은 천이 단계를 포함하며, 이 단계에서는 속도가 계단 형태로 목표 값까지 점진적으로 상승 또는 감소하고, 단계의 크기는 출발 및 목표 속도 범위의 1%와 10% 사이의 범위에 속한다.
본 발명의 일 실시형태에서, 로터(102, 104)의 속도 변화는 비행 속도 및 밀도 고도와 함께 여러 파라미터에 기초하여, 또한 여러 환경 조건에 기초하여 명령을 받을 수도 있다.
본 발명의 다른 실시형태에서, 로터(102, 104)의 속도 변화는 비행 속도 및 밀도 고도를 제외한 여러 파라미터에 기초하여, 보다 구체적으로는 항공기 비행 속도, 밀도 고도, 압력 고도, 항공기 중량, 지상 높이, 방위, 비행 방향, 공기 온도, 대기압, 날씨 조건, 및 바람의 힘과 방향을 나타내는 하나 이상, 둘 이상의 비행 양(flight quantities)에 기초하여 명령을 받을 수도 있다.
본 발명의 일 실시형태에서, 하나 이상의 상술한 파라미터에 추가하거나 대신에, 로터(102, 104)의 속도 변화는 자동으로 기록되거나 조종사가 입력한 헬리콥터(100)의 비행 중 중량 변화(연료 소모를 통한 중량 손실, 또는 비행 중에 동체에 윈치로 끌어올린 사람 또는 화물의 중량 증가)에 기초하여 명령을 받는 것이 유리하다.
도 5의 테이블은 분명히 순전히 예시적이고, 더 많거나 적은 작동 영역을 포함할 수도 있다.
도 5에서와 같이, 도 6은 여기에서는 밀도 고도라고 의도된 고도(수직축)와 비행 속도(수평축)의 변화와 더불어 로터(102, 104)의 속도값을 포함한 다른 데이터베이스를 테이블 형태로 보여주고 있다. 보다 상세하게는, 도 6의 테이블은 고성능 제1 자동 모드(도 3 및 도 4의 A1 상태)에서 로터(102, 104)의 작동에 관한 것이다.
이 경우, 역시 비행 속도 범위와 밀도 고도 범위(즉, 테이블에서 각각의 박스)로 나타낸 작동 영역 각각은 로터(102, 104)의 주어진 속도에 대응한다.
최저값 Tmin_p, 즉 0 km/h와 제1 값 T!_ p, 즉 93 km/h 사이의 비행 속도에서, 그리고 최저값 Hmin_ p, 즉 약 -2000 m와 제1 값 H1_ p, 즉 약 5000 m 사이의 밀도 고도에서, 로터(102, 104)는 102% 속도로 구동된다. Tmin_p와 T1_p 사이의 비행 속도를 유지하지만 제1 값 H1_p 이상 (그러나 여전히 최대 허용 고도 Hmax_p, 즉 약 6000 m의 범위 내)의 밀도 고도를 증가시키면, 로터(102, 104)가 더 높은 속도인 106%로 구동된다. 제1 값 T1 _ p과 제2 값 T2_p, 즉 200 km/h 사이의 더 높은 비행 속도에서, 그리고 이전과 동일한 밀도 고도에서, 로터(102, 104)는 더 낮은 속도로 구동될 수 있다. 즉 제1 값 T1 _ p과 제2 값 T2_ p 사이의 비행 속도에서, 그리고 Hmin_p와 H1_p 사이의 밀도 고도에서, 로터(102, 104)는 96% 속도로 구동되고, 상술한 범위 내의 비행 속도를 유지하고, 제1 값 H1_p과 최대값 Hmax_p, 사이의 범위로 밀도 고도를 증가시키면, 로터(102, 104)는 100% 속도로 구동된다.
T2_p 이상의 비행 속도를 증가시키면, 로터 속도도 대응하여 증가시키는 것이 요구된다. 제2 값 T2_p과 제3 값 T3_p, 즉 260 km/h 사이의 비행 속도에서, 로터(102, 104)는 제1 밀도 고도 값 H1J까지 100% 속도로 구동되고, 제1 밀도 고도값 H1_p. 이상에서 102% 속도로 구동된다.
더 높은 비행 속도에서, 로터(102, 104)는 최저값 Hmin_p과 중간값 H2_p, 즉 2800 m 사이의 낮은 밀도 고도에서, 그리고 제3 값 T3_p과 최대값 Tmax_p, 즉 325 km/h 사이의 비행 속도에서 102% 속도로 구동된다. 동일한 범위의 비행 속도에서, 그러나 H2_p와 H1_p 사이의 더 높은 밀도 고도에서, 로터(102, 104)는 104% 속도로 구동된다. H1_p과 최대값 Hmax_p 사이의 훨씬 높은 밀도 고도에서, 로터(102, 104)는 설명한 예에서는 106%인 최대 속도로 구동된다.
도 5에서와 같이, 도 6은 더 많거나 적은 작동 영역을 포함할 수도 있으며, 로터(102, 104)의 속도 변화는 비행 속도와 밀도 고도에 추가하여 여러 파라미터에 기초하여, 또한 여러 환경 조건에 기초하여 명령을 받을 수도 있다. 예를 들면, 로터(102, 104)의 속도 변화는 비행 속도 및 밀도 고도를 제외한 여러 파라미터에 기초하여, 보다 구체적으로는 항공기 비행 속도, 밀도 고도, 압력 고도, 항공기 중량, 지상 높이, 방위, 비행 방향, 공기 온도, 대기압, 날씨 조건, 및 바람의 힘과 방향을 나타내는 하나 이상, 둘 이상의 비행 양에 기초하여, 또는 비행 중에 기록되거나 조종사에 의해 입력된 헬리콥터(100)의 중량 변화에 기초하여 명령을 받을 수도 있다.
도 6에 도시되고 도 5을 참조하여 설명한 바와 같이, 밀도 고도 및/또는 비행 속도의 변화와 더불어 로터(102, 104)의 속도 변화는 연속적인 것과는 대조적으로 소정 단계로 따로따로 일어난다. 분명히 이 경우에도, 로터(102, 104)의 하나의 속도에서 다른 속도로의 전환은 천이 단계를 포함하며, 이 단계에서는 속도가 계단 형태로 목표 값까지 점진적으로 상승 또는 감소하고, 단계의 크기는 출발 및 목표 속도 범위의 1%와 10% 사이의 범위에 속한다.
도 5와 도 6을 참조하면, 비행 파라미터들과 환경 조건 정보가 일정한 소정 시간 간격으로 획득되는 것이 바람직하다. 안전상의 이유로, 하나의 작동 영역에서 다른 작동 영역(도 5 및 도 6에 도시된 작동 영역들)으로의 자동 전환은 적합성 검사(congruency checks)를 받으며, 예컨대 로터(102, 104)의 밀도 고도, 지상 거리, 온도, 비행 속도, 현재 속도를 판단하며, 그리고 획득 정보 및 파라미터들, 로터(102, 104)의 목표 속도, 그리고 주어진 기간 동안 밀도 고도 및 비행 속도 조건의 연속성에 기초하여 적합성 검사를 받는다.
상기의 기록의 결과는 자동 시스템이 불안정한 천이 비행 단계에서 급격한 변화를 일으키는 것을 방지하기 위해 적절한 허용오차 범위와 시간 변화 구배에 대해 평가되어야 한다.
하나의 작동 영역에서 다른 작동 영역으로(즉 도 5 및 도 6에 도시된 바와 같이 하나의 로터 속도에서 다른 로터 속도로) 전환은 예컨대 5%까지의 속도 변화에 대해 초당 ±1% 만큼, 그리고 5% 이상의 속도 변화에 대해 초당 ±2% 만큼 로터 속도를 조절함으로써 소정 단계로 점진적으로 일어난다. 로터(102, 104)의 출발 속도 및 목표 속도가 주어지면, 로터(102, 104)의 속도를 증가시키거나 감소시키는 것이 고려되는 한, 로터(102, 104)의 속도는 출발 속도와 목표 속도 사이에 존재할 뿐이다.
(자동 회전을 입력할 때처럼) 엔진 속도로부터 로터 속도의 신속한 이탈의 경우, 안정한 로터 제어가 보장되어 심지어 제로 출력(공전 비행)에서도 외부 조건에 의해 야기되는 속도 변화에 순응할 수 있어야 한다. 도 7은 개별 모터 또는 동일 모터(도 7에는 단지 하나의 모터(101)가 도시되어 있다)에 의해 구동되는 메인 로터(102) 및 테일 로터(104)와, 도 1 내지 도 6에서 설명되고 예시된 비행 제어 시스템(1)을 구비한 헬리콥터(100)를 보여주고 있다.
선택적으로 도 7의 헬리콥터(100)는 단일 로터 형태일 수도 있다. 본 발명의 장점은 전술한 설명으로부터 분명할 것이다.
특히 본 발명에 따른 시스템은 융통성 및 적응성을 결합시킨다. 조종사가 임무 형태에 가장 적합한 항공기의 전체 능력을 선택할 수 있다는 의미에서 융통성이며, 일단 자동 비행 모드 중의 하나가 선택되면 항공기가 로터 속도를 현재의 환경 조건에 자동으로 적응시키며, 이에 따라 환경 파라미터의 함수로서 특히 임계 비행 조건에서 로터 속도를 꾸준히 감시해야 하는 것으로부터 조종사를 해방시켜 비행 안전성을 크게 향상시킨다는 의미에서 적응성이다.
분명히 첨부한 청구범위에 기재된 바와 같은 본 발명의 범위를 이탈하지 않고 본 명세서에서 설명되고 예시된 바와 같은 시스템에 대해 변경이 이루어질 수 있다.

Claims (12)

  1. 호버링 가능하고 적어도 하나의 로터(102; 104)를 구비하는 항공기(100)용 전자 비행 제어 시스템(1)으로서, 상기 비행 제어 시스템(1)은 아래의 모드, 즉
    - 상기 비행 제어 시스템(1)이 조종사로부터의 직접 명령에 응답하여 로터 속도를 제어하는 수동 비행 제어 모드, 그리고
    - 상기 항공기의 개별 비행 모드에 대응하고 상기 비행 제어 시스템(1)이 여러 비행 조건에 기초하여 자동으로 로터 속도를 제어하는 적어도 2개의 자동 비행 제어 모드로 작동하도록 구성되며,
    상기 비행 제어 시스템(1)은
    상기 자동 비행 제어 모드 각각에 대해 상기 로터의 상이한 속도값을 적어도 하나의 비행 양의 상이한 값에 연계시키는 개별 비행 테이블을 기억하도록 구성되고,
    상기 개별 비행 테이블에 기초하여 상기 자동 비행 제어 모드로 로터 속도를 자동으로 제어하도록 구성되는
    것에 특징을 두고 있는 전자 비행 제어 시스템(1).
  2. 제1항에 있어서, 각각의 비행 테이블에서 적어도 하나의 비행 양의 값들은 대응하는 로터 속도값과 각각 연관된 범위들로 분할되는 것을 특징으로 하는 전자 비행 제어 시스템(1).
  3. 제1항에 있어서, 동일한 자동 비행 제어 모드에서 자동으로 그리고 계단 형태로 상이한 로터 속도값들 사이의 전환을 제어하도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 전자 비행 제어 시스템(1).
  4. 제3항에 있어서, 상기 계단 형태에서 단계의 크기는 서로 간의 전환이 수행된 값에 의해 이격된 범위의 1%와 10% 사이의 범위에 속하는 것을 특징으로 하는 전자 비행 제어 시스템(1).
  5. 삭제
  6. 삭제
  7. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 비행 테이블은 상기 로터의 상이한 속도값들을 적어도 2개의 상이한 비행 양의 상이한 값에 연계시키고, 각각의 비행 테이블에서 상기 적어도 2개의 상이한 비행 양의 값은 대응하는 로터 속도값과 관련된 영역들로 분할되는 것을 특징으로 하는 전자 비행 제어 시스템(1).
  8. 제7항에 있어서, 상기 적어도 2개의 상이한 비행 양은 항공기 비행 속도, 밀도 고도, 압력 고도, 지상 높이, 항공기 중량, 방위, 비행 방향, 공기 온도, 대기압, 날씨 조건 및 바람의 힘과 방향을 나타내는 양으로부터 선택되는 것을 특징으로 하는 전자 비행 제어 시스템(1).
  9. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 조종사의 명령에 응답하여 상기 2개의 자동 비행 제어 모드 사이의 전환을 자동으로 제어하도록 되어 있는 것을 특징으로 하는 전자 비행 제어 시스템(1).
  10. 제9항에 있어서, 상기 항공기의 비행 중 중량에 기초하여 상기 2개의 자동 비행 제어 모드 사이의 전환을 가능하게 하거나 불가능하게 하도록 되어 있는 것을 특징으로 하는 전자 비행 제어 시스템(1).
  11. 삭제
  12. 호버링 가능하고 적어도 하나의 로터(102; 104)와 제1항에 청구된 바와 같은 전자 비행 제어 시스템(1)을 구비하는 항공기(100).
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