KR101750538B1 - 차량, 특히 항공기의 차량 제어 시스템용의 인위적인 힘-느낌 발생장치 - Google Patents

차량, 특히 항공기의 차량 제어 시스템용의 인위적인 힘-느낌 발생장치 Download PDF

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에어버스 헬리콥터스 도이칠란트 게엠베하
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Abstract

본 발명은 차량 제어 시스템(10)의 인셉터(4a) 상에서 힘의 인위적 느낌을 생성하기 위한 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)에 관한 것으로, 상기 인셉터(4a)는 기계적 링크 장치(5)를 거쳐 상기 차량 제어 시스템(10)의 서보-어시스트 제어 유닛(4; 3)을 제어하기 위해 조정되고, 적어도 하나의 제1 힘 발생장치와 적어도 하나의 제2 힘 발생장치가 상기 인셉터(4a)에 기계적으로 연결되며, 상기 제1 힘 발생장치는 상기 인셉터(4a)에 동작시 작용하는 공칭 힘을 생성하기 위해 제공되고, 상기 제2 힘 발생장치는 상기 인셉터(4a)에 동작시 작용하는 택타일 큐 힘을 생성하기 위해 제공되며, 상기 제1 힘 발생장치와 상기 제2 힘 발생장치(12)는 나란히 배열된다. 본 발명은 또한 그러한 인위적인 힘-느낌 발생장치를 포함하는 항공기에 관한 것이다.

Description

차량, 특히 항공기의 차량 제어 시스템용의 인위적인 힘-느낌 발생장치{AN ARTIFICIAL FORCE FEEL GENERATING DEVICE FOR A VEHICLE CONTROL SYSTEM OF A VEHICLE AND, IN PARTICULAR, OF AN AIRCRAFT}
본 발명은 차량 제어 시스템의 인셉터(inceptor)에서 힘의 인위적 느낌(artificial feeling)의 생성을 위한 인위적인 힘-느낌 발생장치에 관한 것으로, 상기 인위적인 힘-느낌 발생장치는 청구항 1의 특징을 포함한다. 본 발명은 또한 차량 제어 시스템이 있는 항공기에 관한 것으로, 이러한 차량 제어 시스템은 상기 차량 제어 시스템이 인셉터에서의 힘의 인위적 느낌의 생성을 위한 인위적인 힘-느낌 발생장치를 포함하고, 상기 항공기는 청구항 21의 특징을 포함한다.
인위적인 힘-느낌 발생장치는 공기나 물과 같은 흐르는 매체에서 제어 가능하고, 제어 스틱(control stick), 제어 컬럼(column), 사이드스틱(sidestick), 페달(pedal), 스티어링 휠(steering whell) 등과 같은 적당한 연관된 인셉터에 의해 제어되는 서보-어시스트(servo-assisted) 제어 유닛이 제공되는 차량에서 빈번히 사용된다. 예를 들면, 인위적인 힘-느낌 발생장치는 비행기 또는 헬리콥터와 같은 항공기, 또는 선박, 보트, 호버크래프트와 같은 워터크래프트(watercraft), 및 잠수함에서 사용된다.
일 예로서, 항공기에서 사용되는 인위적인 힘-느낌 발생장치는 보통 방향타(rudder)와 같은 주어진 서보-어시스트 제어 유닛의 인셉터에 관한 인위적인 브레이크아웃(breakout) 힘과, 조종사에 의해 이러한 인셉터의 편리한 제어를 위해 추가적인 임의의(optional) 인위적인 힘 그래디언트를 생성하기 위해 조정된다. 인위적인 브레이크아웃 힘과 추가적인 임의의 인위적인 힘 그래디언트는 미리 결정된 중립 위치로부터 조종사가 바라는 각각의 동작 위치로 인셉터를 움직일 때, 조종사가 극복할 필요가 있는 힘이다.
미리 결정된 중립 위치는 항공기의 바람직한 운동 방향에 대응하고, 일반적으로 인셉터에 어떠한 힘도 작용하지 않는 것을 특징으로 하는 인셉터의 위치이다. 다시 말해, 동작시 인셉터를 그것의 중립 위치에서 유지하기 위해서는 인셉터에 어떠한 힘도 인가될 필요가 없다.
인위적인 브레이크아웃 힘들과 추가적인 임의의 인위적인 힘 그래디언트의 센터링(centering) 및/또는 앵커링(anchoring), 및 느낌과 같은 릴(reel)은 보통 인셉터가 중립 위치로부터 각각의 바라는 동작 위치까지 이동시 이른바 트림 포인트(trim point)를 통과할 때, 항공기 조종사의 눈에 띄게 된다. 이러한 트림 포인트는 트림 결합(coupling) 및/또는 트림 모터를 통해, 정해진 제어 위치 내에서 슬라이드 가능한, 즉 조정 가능하다. 하지만, 조종사가 항공기를 민감하게 제어할 수 있도록 하기 위해서는, 인위적인 힘-느낌 발생장치에 의해 생성된 인위적인 힘, 즉 인위적인 브레이크아웃 힘과 추가적인 임의의 인위적인 힘 그래디언트가 비교적 적당해야 한다.
항공기가 자동 비행 제어 시스템(AFCS: automatic flight control system)을 사용한다면, 인셉터로의 AFCS 액츄에이터 신호의 각각의 입력을 지원하기 위해 흔히 인위적인 브레이크아웃 힘이 사용된다. 그러므로 그러한 AFCS에 의해 인셉터에 인가될 수 있는 힘들은 인위적인 브레이크아웃 힘들에 의해 제한된다.
항공기의 동작시, 추가적인 임의의 인위적 힘 그래디언트의 구역에서의 움직임 또는 인위적인 브레이크아웃 힘의 임의의 극복은, 일반적으로 조종사에 의해 의도된 조정인 것으로 AFCS에 의해 평가되고, 따라서 조종사와 AFCS가 서로에 맞서 작용하는 것을 방지하기 위해, AFCS 동작 모드의 일시적인 저하(degradation)를 초래한다. 항공기의 유형과 주어진 비행 상황에 따라서, AFCS 동작 모드의 저하는 상이한 정도까지 발생할 수 있다.
예컨대, 항공기의 제어가 오로지 조종사의 수동(manual) 제어 조정의 결과로서만 발생하도록 AFCS 동작 모드의 완전한 저하가 상상될 수 있다. 하지만, 예컨대 비행 방향이나 고도와 같은, 수동 제어 조정을 통한 궤도 제어 입력을 조종사가 다루면서, 항공기가 AFCS에 의해 계속해서 안정화되는 부분적인 저하도 가능하다.
완전한 저하는 조종사에 의한 수동 제어를 지지하는 AFCS 동작 모드의 명료한 자동 저하와 제어시, 조종사에게 직접적인 조정 옵션(option)을 제공한다. 이러한 설계는 AFCS와 조종사가 무심코 서로에 맞서 작용하는 상황을 방지할 수 있게 하고, 만약 그렇게 하지 않으면 위험한 비행 상황을 가져올 수 있다. 하지만, 그러한 조종사에 관한 방향 조정 옵션은, 안락한 수동 제어를 가능하게 하기 위해, 적당한 브레이크아웃 힘을 요구한다. 전체 브레이크아웃 힘은 제어 시스템에서의 마찰 성분(component)와, AFCS 동작 모드를 지원하기 위한 추가적인 인위적 브레이크아웃 힘으로 구성된다. 조종사에 의해 전체 브레이크아웃 힘이 극복되어야 하기 때문에, 상당한 원치않는 마찰 성분의 경우에는, AFCS 동작 모드를 지원하기 위해 약간의 인위적인 브레이크아웃 힘들을 선택하는 것만이 가능하고, 따라서 이는 조종사에 의한 임의의 의도되지 않은 조정에 대한 시스템의 높은 민감도를 초래한다는 단점이 존재한다. 하지만, 이 경우 인셉터에 대항하는 의도되지 않은 범핑(bumping)이나 조종사에 의한 인셉터의 의도되지 않은 고정은, 이것이 조종사에 의해 의도되고/되거나 주목되지 않은 채로, AFCS 동작 모드의 완전한 저하를 초래할 수 있다. 더 나아가 이미 언급된 것처럼, 약간의, 즉 작은 인위적인 브레이크아웃 힘이 또한 AFCS 동작 모드에서 인셉터에 작용될 수 있는 힘들을 제한한다.
이에 반해, 부분적인 저하는 인셉터에서 스위치나 접촉 센서를 이용하여 조종사에 의해 의도적으로 저하될 때까지, AFCS 동작 모드가 작용하도록 유지하는 것을 허용한다. 이러한 설계는 의도되지 않은 조종사 조정에 대한 향상된 강인성을 초래하지만, 조종사의 조정 동안 자동 저하가 없게 되면 전술한 바와 같이 위험한 비행 상황을 가져올 수 있다. 스위치 또는 인셉터에서의 접촉 센서를 작동시키는 것은 일반적으로 기초가 되는 트림 결합을 분리를 초래하고, 그 결과 AFCS 동작 모드가 조정하는 트림 모터가 인셉터로부터 분리된다. 그러한 분리는 일반적으로, 예컨대 인위적인 브레이크아웃 힘들의 부분적이거나 완전한 분리에 의해 브레이크아웃 힘의 감소를 또한 초래한다. 그러면 조종사는 브레이크아웃 힘이 감소된 항공기의 수동 제어를 실행하는 위치에 있다. 더 나아가, 조종사에 의한 수동 제어가 이들 인위적 브레이크아웃 힘의 부분적이거나 완전한 분리로 발생하기 때문에, AFCS 동작 모드에서 증가된 인위적 브레이크아웃 힘들을 사용하고, 따라서 AFCS 동작 모드에 관한 힘들의 범위를 증가시키는 것이 가능하다. 하지만, 트림 모터의 분리는 일반적으로 본래 트림 포인트의 분실을 또한 초래하고, 이는 종종 조종사가 마음에 들지 않는 것으로 인식하게 되는데, 이는 수동 조정이 종료된 후 트림 포인트가 새롭게 조정되어야 하기 때문이다.
더 나아가, 조종사에 의한 직접적인 조정을 거치거나 전체 브레이크아웃 힘을 극복함으로써 그리고 스위치 또는 인셉터 상의 접촉 센서의 작동에 의해 AFCS 동작 모드의 저하가 일어날 수 있는 전술한 설계의 조합이 존재한다. 하지만, 이들 조합은 조종사에 의한 수동 조정을 가능하게 하기 위해서는 인셉터에 작용하기 위해 AFCS 동작 모드에 이용 가능한 인위적인 브레이크아웃 힘이 적당할 필요가 있고, 트림 결합의 분리 동안 트림 포인트가 분실된다는, 이미 언급된 단점과 또한 연관된다.
전형적인 인위적 힘-느낌 발생장치는, 예컨대 특허 문헌 EP2266878B1, EP2311729A1, 및 US2010/0123045A1에서 설명된다. 이들 전형적인 인위적 힘-느낌 발생장치에서는, 조종사에 의해 대응하는 인셉터에 인가된 힘이 측정된 힘에 기초하여 장치를 제어하기 위해, 외부 힘 또는 압력 센서에 의해 측정된다.
하지만, 위에서 설명된 종래의 인위적 힘-느낌 발생장치 전부에서는, 전기 모터가 연관된 서보-어시스트 제어 유닛에 힘의 생성된 인위적 느낌을 제공하도록, 전기 모터가 대응하는 스프링 유닛에 바로 연결되어 이들 스프링 유닛을 직접적으로 로드한다. 그러므로 전력의 손실이 있는 경우 또는 전기 모터의 손실이 있는 경우에는, 힘의 생성된 인위적 느낌 또한 손실된다.
종래의 인위적 힘-느낌 발생장치의 또 다른 주요 불편한 점은, 항공기, 그리고 특히 헬리콥터와 같은 회전익기의 근심이 없는 취급을 목적으로, 비행 영역 제한 및 한계 표시를 구현하기에는 부적당하다는 점에 있다. 더 구체적으로, 일반적으로는 항공기뿐만 아니라 헬리콥터는 열적 및/또는 기계적 엔진 제한, 기어박스 토크 제한, 구조적 하중(load) 제한, 성능 제한 및 안정성 제한과 같은 비행 영역 제한을 받는다. 다른 비행 영역 제한은, 예컨대 우선(preferred) 비행 경로 또는 이른바 "하늘에서의 터널(tunnel in the sky)", 즉 인간이 만든(man-made) 장애물, 독특한 지형 또는 트래픽(traffic)의 회피에 관련된다. 더 나아가, 베어링이 없는(bearingless) 메인 로터를 가지는 헬리콥터에서는, 동작중인 메인 로터의 주어진 로터 마스트의 각각의 마스트 휨 모멘트가 조종사가 비행 중에 헬리콥터에 손상을 주지 않기 위해 고려해야 할 중요한 구조적 제한을 규정한다. 이들 제한 중 어느 하나라도 초과하게 되면, 예정에 없고 값비싼 유지 보수 작용이 요구될 수 있다.
흔히, 비행 영역 제한은 이른바 플라이-바이-와이어(fly-by-wire) 시스템의 프레임워크(framework)로 항공기에서 구현되고, 그러한 경우 주어진 인셉터와 각각 제어된 비행 제어 표면 사이에는 어떠한 직접적인 기계적 연결도 존재하지 않는다. 다시 말해, 일반적으로 기계적 비행 제어의 운동학을 통해 구현된 비행 영역 제한은 없다. 대신, 전용 장치에 의해 특수한 제한만이 감시된다. 예컨대, 마스트 휨 모멘트가 1차원 또는 2차원의 광학 디스플레이에 의해 명시화되고/되거나 이른바 제1 한계(limit) 표시가 예를 들면 온도, 토크 및/또는 속도의 미리 결정된 제한과 비교하여 엔진과 기어박스의 현재 상태를 도시하는 광학 계기에 의해 제공된다. 더 나아가, 위에서 설명된 종래의 인위적 힘-느낌 발생장치는 조종사에게 택타일(tactile) 피드백을 제공하기 위해 사용된다.
하지만, 이들 측정값 모두가 비행 중에 다양한 계기를 보아야 하고 인셉터의 각각의 거동을 이해해야 하는 조종사의 업무량 증가를 가져올 뿐이다. 이러한 증가된 업무량은 전술한 예정에 없는 유지 보수 작용이나 예정된 유지 보수에 관한 감소된 간격을 요구하게 되는, 예를 들면 과도한 마스트 휨 모멘트, 과도한 엔진 온도 또는 과도한 기어박스 토크를 야기할 수 있는 조종사의 의도되거나 의도되지 않은 손실(damaging) 작용을 초래할 수 있다. 더 나아가 요구된 전용 장치는 원래 없던 부품을 장착하는 것이 어려운데, 이는 일반적으로 비행 제어 운동학이 적합하지 않을 수 있기 때문이다.
그러므로 본 발명의 목적은, 항공기 그리고 특히 헬리콥터와 같은 회전익기의 근심이 없는 취급을 목적으로 비행 영역 제한과 한계 표시를 구현하기 위해 조정되는, 새로운 인위적 힘-느낌 발생장치를 제공하는 것이다. 이러한 목적은 청구항 1의 특징을 가지는 인위적 힘-느낌 발생장치에 의해 해결된다.
더 구체적으로, 본 발명에 따르면 차량 제어 시스템의 인셉터 상에서 힘의 인위적 느낌을 생성하기 위한 인위적 힘-느낌 발생장치가 제공된다. 인셉터는 기계적 링크 장치를 거쳐 차량 제어 시스템의 서보-어시스트된 제어 유닛을 제어하기 위해 조정된다. 적어도 하나의 제1 힘 발생장치와 적어도 하나의 제2 힘 발생장치가 상기 인셉터에 기계적으로 연결된다. 제1 힘 발생장치는 인셉터에 동작시 작용하는 공칭 힘을 생성하기 위해 제공되고, 제2 힘 발생장치는 인셉터에 동작시 작용하는 택타일 큐 힘을 생성하기 위해 제공된다. 제1 힘 발생장치와 제2 힘 발생장치는 나란히 배열된다.
유리하게, 본 발명의 인위적 힘-느낌 발생장치는 서로 독립적이고 나란히 배열되는 2개의 분리된 힘 생성 유닛을 통해, 공칭 힘과 택타일 큐 힘을 제공하는 것을 허용한다. 그 점에서, 전력 공급의 손실이 있는 경우 또는 대응하는 전기 모터의 손실이 있는 경우 공칭 힘의 최소한의 인위적 느낌이 분실되지 않도록, 즉 변하지 않도록, 스프링 유닛 및/또는 마찰 유닛과 같은 기계적 수단에 의해 최소한의 공칭 힘이 바람직하게 생성된다. 그러므로 차량의 운전자를 위해 요구된 훈련 지속 기간이 최소화될 수 있다.
택타일 큐 힘은 바람직하게는 전기 모터 또는 적합한 액츄에이터의 모터 토크에 의해 바람직하게 생성되고, 2개의 분리된 힘 생성 유닛의 나란한 배열로 인해 공칭 힘으로 요약된다. 본 발명의 일 양태에 따르면, 전기 모터 또는 적합한 액츄에이터의 모터 토크는, 그것이 항상 제한된 오버라이딩(overriding) 힘으로 조종사에 의해 오버라이드할 수 있도록, 물리적으로 제한된다. 하지만, 택타일 큐 힘이 전류를 통해 알려진 수행 특징으로 모터 토크에 의해 생성되기 때문에, 대응하는 제어 운동학을 위한 어떠한 외부 힘 센서와 특별한 요구사항도 차량 제어 시스템에서는 필요하지 않다.
일 양태에 따르면, 택타일 큐 힘을 생성하는 제2 힘 발생장치가 고장인 경우 병렬 저항과 백업 댐핑(backup damping)을 제공하기 위해 적합한 댐핑 유닛이 사용된다. 더 나아가, 바람직하게는 차량 운전자 및/또는 차량의 교대 운전자(co driver)는 동작시 택타일 큐 힘의 임의의 손실에 대해 통지를 받는다.
유리하게, 본 발명에 따른 인위적인 힘-느낌 발생장치는 기존의 차량 플리트(fleet)에 원래 없던 부품 등을 새로 장착하는 것이 용이한데, 이는 전술한 종래의 인위적 힘-느낌 발생장치에 비해, 특수한 운동학적 장치가 있는 압력 센서나 외부 힘이 요구되지 않기 때문이다. 더 나아가, 본 발명에 따른 제1 및 제2 힘 발생장치를 구비한 인위적 힘-느낌 발생장치는 차량 구조의 질량 감소를 가져오는 구조적 하중의 제한 또는 감소를 허용한다.
본 발명의 바람직한 일 실시예에 따르면, 제1 힘 발생장치는 적어도 하나의 기계적인 힘 생성 유닛을 포함한다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 적어도 하나의 기계적 힘 생성 유닛은 스프링 유닛이다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 적어도 하나의 기계적인 힘 생성 유닛은 마찰 유닛이다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 제1 힘 발생장치는 적어도 하나의 기계적인 힘 생성 유닛을 인셉터에 결합시키는 결합 유닛을 포함한다. 결합 유닛은 제2 힘 발생장치가 인셉터에 기계적으로 연결된 채로 있으면서, 인셉터로부터 적어도 하나의 기계적인 힘 생성 유닛을 분리하기 위해 작용 가능하다. 바람직하게, 결합 유닛은 차량의 차량 운전자 및/또는 차량의 교대 운전자 및/또는 차량의 자동 모션(motion) 제어 시스템에 의해 작동 가능하다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 자동 모션 제어 시스템 또는 차량 운전자의 요청시, 인셉터의 소정의 트림(trim) 위치를 이동시키기 위해 전기 모터가 제공된다. 이는 이른바 비프 트림(beep trim)을 통해 바람직하게 달성 가능하다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 제1 및/또는 제2 힘 발생장치의 권한(authority)을 제한하기 위해 안전(safety) 유닛이 제공된다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 제1 힘 발생장치 및 제2 힘 발생장치는, 동작시 회전 출력 유닛의 회전 위치를 감시하기 위해 조정되는 위치 센서에 연결되는 회전 출력 유닛을 통해 인셉터에 연결되고, 위치 센서가 인셉터에 연결된 채로 있으면서 인셉터로부터 제1 힘 발생장치 및/또는 제2 힘 발생장치를 분리하기 위해 조정되는 안정 유닛이 제공된다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 제2 힘 발생장치는 적어도 하나의 전기력 생성 유닛을 포함한다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 적어도 하나의 전기력 생성 유닛은 전기 모터이다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 전기 모터를 제어하기 위해 파워 일렉트로닉스가 제공된다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 택타일 큐 힘은 인셉터를 작동시키는 차량 운전자에 의해 오버라이드할 수 있기 위해 제한된다.
바람직하게, 택타일 큐 힘은 차량 운전자에 의해 오버라이드할 수 있기 위해, 기계적 슬리핑 클러치(slipping clutch)와 같은 토크 제한 장치에 의해 제한된다. 대안적으로, 또는 추가로 택타일 큐 힘은 차량 운전자에 의해 오버라이드할 수 있기 위해 전기 모터의 기본이 되는 설계에 의해 물리적으로 제한되고, 그러한 전기 모터는 택타일 큐 힘을 생성하기 위해 조정된다. 물리적으로 제한하는 전기 모터는, 예를 들면 전기 모터의 기본이 되는 자기 회로의 최대 포화를 설정함으로써 수행될 수 있다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 차량 제어 시스템은 제2 힘 발생장치를 구동하기 위해 조정되는 자동 모션 제어 시스템을 포함한다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 자동 모션 제어 시스템은 적어도 하나의 연관된 센서를 거쳐 얻어진 센서 정보에 기초하여 제2 힘 발생장치를 구동하기 위해 조정된다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 차량은 회전익 항공기, 바람직하게는 헬리콥터이고, 적어도 하나의 연관된 센서는 로터 마스트 휨 모멘트 센서, 그라운드(ground) 센서 상의 헬리콥터, 메인 기어박스 토크 센서, 메인 엔진 속도 및/또는 온도 센서, 공기 속도, 공기 밀도 및/또는 외측 기온 센서 및/또는 장애물 탐지 로터 충돌 경보 센서 중 적어도 하나를 포함한다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 차량 제어 시스템은 적어도 하나의 연관된 센서에 전기적으로 접속되는 차량 관리 시스템을 포함한다. 차량 관리 시스템은 자동 모션 제어 시스템에 센서 정보를 제공하기 위해 자동 모션 제어 시스템에 연결되어 있다.
유리하게, 모든 종류의 센서 정보를 분석함으로써, 본 발명에 따른 인위적 힘-느낌 발생장치는 향상된 비행 영역 제한을 구현하기 위해 사용될 수 있다. 이는 회전익기의 전반적인 운전 안전성을 증가시킨다.
본 발명의 일 양태에 따르면, 조종사가 더 이상 시각화 계기(visualizing instrument)를 볼 필요가 없음으로 인해 조종사의 업무량이 감소되도록, 회전익기의 조종사에게 인위적 힘-느낌 발생장치를 거쳐 마스트 모멘트 제한의 커런트(current) 방향에 대한 정보를 제공하기 위해, 로터 마스트 휨 모멘트 센서로부터의 최소한의 센서 정보가 분석된다. 실제로, 마스트 모멘트 제한은 조종(piloting)하는 동안 "자연스럽게(naturally)" 느껴지게 된다. 그러므로 조종사의 각각의 상황에 알맞은 인지가 향상될 수 있다.
본 발명의 또 다른 양태에 따르면, 과도한 토크 생성, 그리고 따라서 의도되지 않은 조종사의 행위로 인한 로터의 다른 구성성분이나 메인 기어박스의 손상이 회피될 수 있도록, 메인 기어박스에 의해 만들어진 커런트 토크에 대한 정보를 회전익기의 조종사에게 제공하기 위해, 메인 기어박스 토크 센서로부터의 최소한의 센서 정보가 분석된다. 그러한 손상을 회피함으로써, 추가적인 예정에 없는 유지 보수가 회피될 수 있음으로써 예상하지 않았던 불가동 항공기(aircraft on ground) 상태를 회피하게 된다. 그러므로 마찬가지로 불필요한 추가적 비용 발생이 회피될 수 있다.
본 발명의 또 다른 양태에 따르면, 주어진 비행 임무 동안 장애물의 존재에 대한 정보를 회전익기의 조종사에게 제공하기 위해, 장애물 탐지 로터 충돌 경보 센서로부터의 최소한의 센서 정보가 분석된다. 그러므로 그러한 장애물과의 충돌이 쉽게 회피될 수 있다.
본 발명의 또 다른 양태에 따르면, 전진 비행(forward flight)시의 공기 속도와 공기 밀도(OAT,...)의 함수로서, 조종사 명령 입력의 스트로크(stroke)와 속도를 제한함으로써, 테일 붐, 페네스트론(fenestron) 상의 공력 하중을 제한 또는 심지어 감소시키기 위해, 전진 비행의 속도와 공기 밀도(또는 외측 기온과 등가물로서의 기압)에 관한 최소한의 센서 정보가 사용된다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 제1 힘 발생장치 및 제2 힘 발생장치는 회전 출력 유닛을 통해 인셉터에 연결된다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 공칭 힘 및 택타일 큐 힘은, 동작시 인셉터를 중립 위치로 옮기기 위해 인셉터에 작용한다. 중립 위치는 인셉터를 포함하는 차량의 바람직한 모션 방향을 결정하는 트림 포인트를 규정한다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 차량은 항공기 또는 워터크래프트(watercraft) 및 바람직하게는 헬리콥터이다. 물론, 이 경우 차량의 운전자는 조종사이고, 자동 모션 제어 시스템은 AFCS이다.
본 발명의 일 양태에 따르면, 헬리콥터의 경우와, 주기적 스틱을 통한 주기적 피치 제어에 관해서, 제1 힘 발생장치는 종래의 표준 트림 액츄에이터, 즉 트림-팔로우-업(trim-follow-up) 능력이 있고 트림 가능한 센터링(centering) 스프링으로서 바람직하게 구현되고, 이는 트림 릴리즈(release)가 있는 스프링 장치에 의해 공칭 힘을 제공한다. 공칭 힘을 규정하는, 스프링 유닛에 의해 제공된 각각의 스프링 힘은 존재하는 인터페이스들이 사용될 수 있도록, 기존의 AFCS에서 포합된 파워 스테이지(power stage), 즉 파워 일렉트로닉스(power electronics)에 의해 생성된 펄스폭 변조된 제어 신호를 통해 통제되는 전기 모터를 통해 바람직하게 제어된다.
그에 반해, 헬리콥터인 경우와 콜렉티브 스틱(collective stick)을 통한 콜렉티브 피치 제어에 관해 또는 페달(pedal)을 통한 요(yaw) 제어에 관해서는, 제1 힘 발생장치가 종래의, 표준 트림 액츄에이터로서 바람직하게 구현되고, 이는 트림 릴리즈가 있는 기계적 마찰 장치에 의해 공칭 힘을 제공한다.
제2 힘 발생장치는 힘 트림 릴리즈의 경우, 택타일 큐가 분실되지 않도록 구성되는, 택타일 큐 액츄에이터로서 바람직하게 구현된다. 바람직하게, 택타일 큐는 버스 명령(command) 및 로컬(local) 제어를 거쳐 구성되고, 예를 들면 위치-토크 그래디언트(gradient), 적절한 댐핑 및/또는 비율 제한(rate limitation)과 같은 택타일 큐의 생성을 위한, 택타일 큐 액츄에이터의 감시가 제공된다.
더 나아가, 바람직하게는 주기적 및/또는 콜렉티브 스틱 및/또는 잼(jam) 보호를 위한 시어핀(shear pin)과 같은 페달에서 대응하는 트림 출력에 안전 장치가 제공된다.
더 나아가, 조종사 및 부조종사를 위한 조종사 제어(주기적 스틱, 콜렉티브 스틱 또는 페달)가, 각각 헬리콥터의 기본이 되는 피치, 롤(roll), 콜렉티브 및 요 축에 관한, 조종사와 부조종사 사이의 기계적 링크 장치를 통해 바람직하게 결합된다.
본 발명의 또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 제1 힘 발생장치는 그래디언트 트림 액츄에이터 및/또는 기계적 마찰 액츄에이터로서 구현되고, 제2 힘 발생장치는 택타일 큐 액츄에이터로서 구현된다.
본 발명은 또한 인셉터를 포함하는 차량 제어 시스템을 가진 항공기를 제공하고, 이 경우 인셉터는 기계적 링크 장치를 거쳐 차량 제어 시스템의 서보-어시스트 제어 유닛을 제어하기 위해 조정된다. 차량 제어 시스템은 인셉터 상에서 힘의 인위적 느낌의 생성을 위한 인위적인 힘-느낌 발생장치를 더 포함한다. 적어도 하나의 제1 힘 발생장치와 적어도 하나의 제2 힘 발생장치가 인셉터에 기계적으로 연결된다. 제1 힘 발생장치는 인셉터에 동작시 작용하는 공칭 힘을 생성하기 위해 제공되고, 제2 힘 발생장치는 인셉터에 동작시 작용하는 택타일 큐 힘을 생성하기 위해 제공된다. 제1 힘 발생장치와 제2 힘 발생장치는 나란히 배열된다.
본 발명은 또한 차량 제어 시스템이 있는 항공기를 제어하는 방법을 제공한다. 이러한 방법은 힘의 상기 생성된 인위적 느낌을 거쳐 항공기의 "핸즈-온(hands-on)" 동작시 항공기의 조종사를 보조하기 위해, 인위적인 힘-느낌 발생장치를 통해, 항공기의 인셉터 상의 힘의 인위적 느낌을 항공기의 동작시 생성하는 단계를 적어도 포함한다.
본 발명의 바람직한 실시예는 첨부 도면을 참조하여 이어지는 설명에서의 예를 통해 개요가 서술된다. 이들 첨부 도면에서, 동일하거나 동일하게 기능하는 구성성분과 요소에는 동일한 참조 번호와 문자로 라벨이 붙여지고, 따라서 이어지는 설명에서는 한번만 설명된다.
도 1은 본 발명의 제1 실시예에 따른 제어 시스템을 구비한 회전익기의 개략도.
도 2는 도 1의 제어 시스템의 블록도.
도 3은 도 1의 회전익기에 관한 전형적인 제어 범위 표시를 도시하는 도면.
도 4는 본 발명의 제2 실시예에 따른 제어 시스템을 구비한 회전익기의 개략도.
도 5는 본 발명의 제3 실시예에 따른 제어 시스템을 구비한 회전익기의 개략도.
도 6은 도 4 및 도 5의 제어 시스템의 블록도.
도 7은 제2 실시예 및 제3 실시예에 관한 절대 토크 표시가 있는, 본 발명의 제어 시스템의 동작시의 전형적인 인셉터 편향-토크 다이어그램을 도시하는 도면.
도 8은 본 발명에 따른 택타일 큐 액츄에이터 파워 일렉트로닉스의 개략도.
도 9는 제2 실시예 및 제3 실시예에 관한 절대 토크 표시가 있는, 본 발명의 제어 시스템의 동작시의 또 다른 인셉터 편향-토크 다이어그램을 도시하는 도면.
도 10은 제1 실시예에 관한 비-절대(non-absolute) 토크 표시가 있는, 본 발명의 제어 시스템의 동작시의 전형적인 인셉터 편향-토크 다이어그램을 도시하는 도면.
도 11은 본 발명의 제1 실시예에 따른 제어 시스템을 구비한 회전익기의 개략도.
도 12는 본 발명에 따른 스마트 전자-기계식(electro-mechanical) 액츄에이터 배치를 도시하는 도면.
도 1은 항공기, 특히 회전익기, 그리고 더 구체적으로는 헬리콥터로서 전형적으로 예시되는 차량(1)을 보여준다. 그러므로 단순함과 명확함을 위해, 이러한 차량(1)은 이후 "헬리콥터"(1)라고 불린다. 하지만, 본 발명은 헬리콥터에만 한정되지 않고, 임의의 다른 차량, 특히 공기 또는 물과 같은 흐르는 매체에서 제어 가능한 차량에 그것의 특별한 구성에 관계없이 마찬가지로 적용될 수 있다는 점이 주목되어야 한다.
예시적으로, 헬리콥터(1)는 랜딩 기어(1c)에 연결되는 동체(1a)를 포함하고, 이러한 랜딩 기어(1c)는 예를 들면 휠-타입(wheel-type) 랜딩 기어로서 구현되고, 테일 붐(tail boom)(1b)을 규정한다. 헬리콥터(1)는 동작시 양력과, 앞으로, 뒤로 또는 옆으로의 추력(thrust)을 제공하기 위한 적어도 하나의 메인 로터(2)를 바람직하게 더 포함한다. 메인 로터(2)는 연관된 로터 헤드(2c)에서 로터 마스트(2d)에 장착되는 복수의 로터 블레이드(2a, 2b)를 포함하고, 로터 마스트(2d)에 의해 규정된 연관된 로터 축 주위에서 헬리콥터(1)의 동작시 회전하는 멀티-블레이드(multi-blade) 메인 로터로서 전형적으로 구성된다.
예를 들면, 헬리콥터(1)는 동작시 역토크(counter-torque)를 제공하도록, 즉 한쪽으로의 흔들림(yaw) 측면에서 헬리콥터(1)의 균형을 맞출 목적으로 적어도 하나의 멀티-블레이드 메인 로터(2)의 회전에 의해 생성된 토크를 되받아치도록 구성된 적어도 하나의 우선적으로 덮인(shrouded) 역토크 장치(3)를 더 포함한다. 적어도 하나의 역토크 장치(3)는 테일 붐(1b)의 후미 섹션(aft section)에서 테일 로터에 의해 예시적으로 구현되고, 따라서 이후 "테일 로터(tail rotor)"(3)로도 불린다.
일 양태에 따르면, 헬리콥터(1)는 동작시 적어도 하나의 멀티-블레이드 메인 로터(2)의 로터 블레이드(2a, 2b)의 콜렉티브(collective) 및 주기적(cyclic) 피치를 제어하기 위한 적어도 하나의 피치 제어 유닛(4)을 포함한다. 이러한 피치 제어 유닛(4)은 우선적으로 헬리콥터(1)의 동체(1a)와 로터 헤드(2c) 사이에 배치되고, 바람직하게는 스워시판(swash plate) 조립체를 통해 구현된다.
피치 제어 유닛(4)을 실현하기 위해 사용될 수 있는 적합한 스워시판 조립체와 그것의 기능성은 당업자에게 공지되어 있음이 주목되어야 한다. 그러므로 피치 제어 유닛(4), 즉 스워시판 조립체의 상세한 설명은 간략함과 간결함을 위해 생략된다.
바람직하게, 피치 제어 유닛(4)은 연관된 기계적 링크 장치(5)를 거쳐 인셉터(4a)를 통해 제어되는 유압 파워 유닛과 같은, 연관된 서보 드라이브 유닛(5a)에 의해 서보-어시스트된다(servo-assisted). 도면의 간단함과 명확함을 위해, 연관된 서보 드라이브 유닛(5a)과 기계적 링크 장치(5)에 관해 헬리콥터(1)의 피치 제어에 관련된 하나의 채널만이 도시되어 있음이 주목되어야 한다. 하지만, 일반적으로 2개의 채널, 즉 세로 피치 제어에 관련된 채널과, 헬리콥터(1)의 롤(roll) 제어에 관련된 또 다른 채널이 제공된다.
인셉터(4a)는 콜렉티브 피치가 분리된 인셉터(도 4에서 4c)에 의해 제어되도록 되어 있으면서, 로터 블레이드(2a, 2b)의 주기적 피치만을 제어하기 위해 제공되도록 되어 있는 주기적 스틱으로서 예시적으로 구현된다. 그러므로 인셉터(4a)는 간단함과 명확함을 위해 이후 "주기적 스틱"(4a)으로도 불린다.
기계적 링크 장치(5)는 푸시/풀(push/pull) 제어 로드(rod), 벨 크랭크(bellcrank), 토션 샤프트 및/또는 플렉스볼(flexball) 조립체를 포함하고, 당업자에게 공지되어 있다. 그러므로 기계적 링크 장치(5)의 상세한 설명은 간략함과 간결함을 위해 생략된다.
본 발명의 일 양태에 따르면, 주기적 스틱(4a)은 차량 제어 시스템(10)에 그리고 하나의 부품(part)으로서 연결되고, 이러한 차량 제어 시스템(10)은 주기적 스틱(4a)에서 힘의 인위적 느낌을 생성하기 위해 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 포함한다. 더 구체적으로, 차량 제어 시스템(10)은 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)의 출력 유닛(6b)에 기계적 연결(6a)을 거쳐 바람직하게 연결되고, 이러한 인위적인 힘-느낌 발생장치(6) 역시 차량 제어 시스템(10)의 부품이다.
바람직하게, 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)는 AFCS(7)에 의해 제어된다. 더 구체적으로, AFCS(7)는 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)에 의해 구현되는 택타일 큐의 각각의 구성을 포함하는 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)에 관한 명령을 제공한다. 헬리콥터(1) 외의 차량에 이러한 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)가 사용되는 경우에서는, AFCS(7)가 그러한 차량의 자동 모션 제어 시스템을 더 일반적으로 구현한다.
본 발명의 제1 실시예에 따르면, AFCS(7)는 차량 관리 시스템(8)에 연결되고, 이러한 AFCS(7)와 차량 관리 시스템(8)은 모두 차량 제어 시스템(10)의 부품이다. 차량 관리 시스템(8)은 대응하는 택타일 큐를 제공하기 위한 것뿐만 아니라, 헬리콥터(1)의 성능 및 비행 영역(domain)의 한계(limit)에 관한 예보기(predictor)를 제공하기 위해 바람직하게 조정되고, 적절한 인터페이스를 통해 하나 이상의 센서에 전기적으로 접속되는데, 이는 헬리콥터(1)의 동작시 이들 센서로부터 수신된 센서 정보에 기초하여 AFCS(7)를 제어하거나, 동작시 AFCS(7)에 센서 정보를 제공하기 위한 것이다. 후자의 경우는 제공된 센서 정보에 기초하여, AFCS(7)가 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 제어하는 것을 허용한다.
바람직하게, 센서는 하나 이상의 스트레인 게이지(strain gauge) 및/또는 광학 센서와 같이, 로터 마스트(2d)와 연관된 적어도 하나의 로터 마스트 휨 모멘트 센서(9a)를 포함하고, 이는 이용 가능성과 신뢰성을 증가시키기 위해서 여분의 것일 수 있는 것이다. 센서는 전형적인 휠-타입 랜딩 기어(1c)와 연관된 적어도 하나의 웨이트-온(weight-on)-휠을 예시적으로 더 포함한다.
더 구체적으로, 적어도 하나의 로터 마스트 휨 모멘트 센서(9a)에 의해 제공된 센서 정보는 헬리콥터(1)의 동작시 발생하는 마스트 휨 모멘트의 요구된 제한(limitation)과, 비행시의 주기적 제어 편향을 또는 헬리콥터(1)의 온-그라운드(on-ground) 상태에서는 주기적 스틱(4a)의 센터링(centering)의 충분한(adequate) 제한을 구현하기 위해 차량 관리 시스템(8)에 의해 분석될 수 있다. 이러한 센서 정보는 도 3을 참조하여 아래에 설명된 것처럼, 동작시 현재의(current) 로터 각 위치(angular position)의 지식에 기초한 헬리콥터(1)의 현재의 피치 및 롤을 지시하는 2차원 정보를 결정하기 위해 또한 분석될 수 있다.
도 2는 주기적 스틱(4a), 기계적 링크 장치(5), 인위적인 힘-느낌 발생장치(6), 및 그러한 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)의 제1 바람직한 구현예를 예시하기 위한 AFCS(7)를 구비한 도 1의 차량 제어 시스템(10)을 보여준다. 예를 들면, 주기적 스틱(4a)에는 그립 기준 포인트(4b)를 규정하는 조종사 인터페이스가 제공되고, 기계적 링크 장치(5)에는 선택적인 마찰 및 감쇠 유닛(5b)이 제공된다.
일 양태에 따르면, 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)는 적어도 하나의 제1 힘 발생장치(11)와 적어도 하나의 제2 힘 발생장치(12)를 포함하고, 이러한 장치 모두 주기적 스틱(4a)에 기계적으로 연결되어 있다. 제1 힘 발생장치(11)는 동작시 주기적 스틱(4a)에 작용하는 공칭 힘을 생성하기 위해 바람직하게 제공되고, 제2 힘 발생장치(12)는 동작시 주기적 스틱(4a)에 작용하는 택타일 큐 힘을 생성하기 위해 바람직하게 제공된다. 택타일 큐 힘은 동작시 헬리콥터(1)의 주기적 스틱(4a)을 작동시키는 조종사에 의해 오버라이드 가능하기 위해 우선적으로 제한된다.
본 발명에 따르면, 제1 힘 발생장치(11)와 제2 힘 발생장치(12)는 나란히 배열된다. 바람직하게, 이러한 나란한 제1 힘 발생장치(11)와 제2 힘 발생장치(12)는 제1 힘 발생장치(11)와 제2 힘 발생장치(12)의 권한을 제한하기 위해 최소한 제공되는 안전 유닛(11a)을 거쳐 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)의 출력 유닛(6b)에 연결된다. 특히, 내부 고장(failure) 또는 재밍(jamming)과 같은 기능 불량(malfunction)은 이러한 안전 유닛(11a)를 통해 바람직하게 방지될 수 있다.
더 나아가, 예를 들면 출력 유닛(6b)은 동작시 회전 출력 유닛(6b)의 회전 위치를 감시하기 위해 조정된 위치 센서(12e)에 연결되는 회전 출력 유닛으로서 구현된다. 그러한 점에서, 안전 유닛(11a)은 또한 상기 위치 센서(12e)가 연결된 채로 있으면서, 주기적 스틱(4a)으로부터 제1 힘 발생장치(11)와 제2 힘 발생장치(12)를 분리하기 위해 바람직하게 제공된다.
예시적으로, 안전 유닛(11a)과 위치 센서(12e)는 제1 힘 발생장치(11)와 연관된다. 하지만, 위치 센서(12e)는 마찬가지로, 아래에 더 상세히 설명되는 것처럼, 제2 힘 발생장치(12)와 연관될 수 있다.
일 실시예에서, 제1 힘 발생장치(11)는 공칭 힘을 생성하기 위한 일반적인 그래디언트(gradient) 트림 액츄에이터로서 구현되고, 이는 당업자에게 공지되어 있는 것이다. 그러므로 제1 힘 발생장치(11)는 이후 간단함과 명확함을 위해 "그래디언트 트림 액츄에이터"(11)라고도 부른다. 더 나아가, 제2 힘 발생장치(12)는 이 실시예에 따라 택타일 큐 힘을 생성하기 위한 택타인 큐 액츄에이터로서 구현되고, 따라서 이후 간단함과 명확함을 위해 "택타일 큐 액츄에이터"(12)라고도 부른다.
공칭 힘은 주기적 스틱(4a)을 중립 위치로 이동시키기 위해, 동작시 주기적 스틱(4a)에 바람직하게는 작용한다. 이러한 중립 위치는 헬리콥터(1)의 바람직한 모션 방향을 결정하는 트림 포인트(trim point)를 규정한다.
바람직하게, 그래디언트 트림 액츄에이터(11)는 적어도 하나의 기계적 힘 생성 유닛(11b)을 포함한다. 이러한 기계적 힘 생성 유닛(11b)은 안전 유닛(11a)에 연결되는 스프링 유닛으로서 바람직하게 구현된다. 그래디언트 트림 액츄에이터(11)에 의해 제공된 공칭 힘을 규정하고, 이러한 스프링 유닛(11b)에 의해 제공된 각각의 스프링 힘은 결합 유닛(11d) 그리고 그것에 나란히 릴리즈 댐핑(release damping) 유닛(11g)에 우선적으로 연결되는 반전 가능한 기어 유닛(11c)을 통해 바람직하게 조정 가능하다. 이에 대해 결합 유닛(11d)은 전기 모터(11f)에 반전 가능하지 않은 기어 유닛(11e)을 거쳐 바람직하게 연결되고, 이러한 전기 모터(11f)는 브러시가 있는(brushed) DC 모터로서 우선적으로 구현되고, 동작시 결합 상태에서 결합 유닛(11d)을 유지하기 위해 최소한 제공된다. 예시적으로, 안전 유닛(11a), 스프링 유닛(11b), 반전 가능한 기어 유닛(11c), 결합 유닛(11d), 반전 가능하지 않은 기어 유닛(11e), 및 브러시가 있는 DC 모터(11f)가 그래디언트 트림 액츄에이터(11)를 규정한다.
본 발명의 일 양태에 따르면, 결합 유닛(11d)은 스프링 유닛(11b)을 주기적 스틱(4a)에 결합시키기 위해 조정되는 트림 릴리즈 유닛으로서 구현된다. 이러한 결합, 즉 트림 릴리즈 유닛(11d)은 택타일 큐 액츄에이터(12)가 주기적 스틱(4a)에 기계적으로 연결된 채로 있으면서, 스프링 유닛(11b)을 분리하고, 따라서 주기적 스틱(4a)으로부터 그래디언트 트림 액츄에이터(11)를 분리하기 위해 조종사에 의해 바람직하게 최소로 활성화 가능하다.
반전 가능하지 않은 기어(11e)로 인해, 동작시 전력 공급 또는 브러시가 있는 DC 모터의 손실이 발생하는 경우에도 스프링 유닛(11b)에 의한 공칭 힘의 제공이 유지된다는 점이 주목되어야 한다. 주기적 스틱(4a)으로부터 스프링 유닛(11b)을 분리하기 위해 트림 릴리즈 유닛(11d)이 조종사에 의해 활성화되는 경우에만, 조종사의 편의를 위해 공칭 힘의 제공이 순환적으로 이루어진다(annulated).
바람직하게, 브러시가 있는 DC 모터(11f)는 적절한 펄스 폭 변조된 제어 신호를 거쳐 브러시가 있는 DC 모터(11f)를 제어하기 위해 적어도 펄스 폭 변조기를 바람직하게 포함하는 파워 일렉트로닉스(7b)를 거쳐 제어 및 감시 유닛(7a)에 의해 제어된다. 제어 및 감시 유닛(7a)과 파워 일렉트로닉스(7b)는, 헬리콥터(1)의 이미 존재하는 컴포넌트가 적어도 부분적으로 본 발명에 따른 차량 제어 시스템(10)을 실현하기 위해 사용될 수 있도록, AFCS(7)에 의해 우선적으로 구현된다.
일 양태에 따르면, 택타일 큐 액츄에이터(12)는 적어도 하나의 전기력 생성 유닛(12b)을 포함하고, 이러한 전기력 생성 유닛(12b)은 전기 모터, 특히 브러시가 없는 DC 모터로서 바람직하게 구현된다. 이러한 브러시가 없는 DC 모터(12b)는 택타일 큐 액츄에이터(12)에 의해, 바람직하게는 반전 가능한 기어(12a)를 통해, 주기적 스틱(4a)에 제공되는 택타일 큐 힘을 생성한다.
바람직하게, 브러시가 없는 DC 모터(12b)는 조종사 보조된(pilot-assisted) 진동(oscillation) 및/또는 조종사 유발된(pilot-induced) 진동을 감쇠하기 위해 적어도 하나의 진동 감쇠 유닛을 바람직하게 포함하는 파워 일렉트로닉스(12f)를 거쳐 제어 및 감시 유닛(12d)에 의해 제어된다. 파워 일렉트로닉스(12f)는 적절한 펄스 폭 변조된 제어 신호를 거쳐 브러시가 없는 DC 모터(12b)를 제어하기 위해 펄스 폭 변조기를 더 포함할 수 있다.
본 발명의 일 양태에 따르면, 파워 일렉트로닉스(12f)는 적어도 브러시가 없는 DC 모터(12b)와 연관되는 모터 센서(12c) 및 위치 센서(12e)에 의해 제공된 센서 정보에 기초하여 명령어를 생성하는 제어 및 감시 유닛(12d)으로부터 수신된 명령어에 응답하여 적절한 펄스 폭 변조된 제어 신호를 생성한다.
바람직하게, 모터 센서(12c)는 토크 제어에 관한 전류 정보를 제공한다. 더 나아가, 모터 센서(12c)는 또한 통신을 위한 회전 위치 정보와 토크 제어를 바람직하게 제공한다. 또한, 모터 센서(12c)는 브러시가 없는 DC 모터(12b)의 온도에 대한 정보, 특히 대응하는 모터 와인딩(winding)도 바람직하게 제공한다.
예시적으로, 반전 가능한 기어 유닛(12a), 브러시가 없는 DC 모터(12b), 모터 센서(12c), 제어 및 감시 유닛(12d), 파워 일렉트로닉스(12f)가 택타일 큐 액츄에이터(12)를 규정한다. 위에서 이미 언급된 것처럼, 위치 센서(12e)는 또한 택타일 큐 액츄에이터(12)의 부품으로서 간주될 수 있는데, 이는 택타일 큐 액츄에이터(12)의 제어 및 감시 유닛(12d)에 의해 이러한 위치 센서(12e)에 의해 제공된 센서 정보가 바람직하게 다루어지기 때문이다.
바람직하게, 제어 및 감시 유닛(12d)은 적절한 버스(bus)를 거쳐 AFCS(7)의 제어 및 감시 유닛(7a)에 또한 연결되고, AFCS(7)에 의해 감시되고 제어된다. 게다가, AFCS(7)는 위에서 설명된 것처럼, 적어도 도 1의 센서(9a, 9b)로부터 얻어진 센서 정보에 기초하여 택타일 큐 액츄에이터(12)를 구동하기 위해 바람직하게 조정된다.
도 3은 도 1의 로터 마스트 휨 모멘트 센서(9a)에 의해 제공되는 센서 정보를 분석함으로써 얻어질 수 있는 전형적인 일시적인(momentary) 로터 마스트 휨 모멘트 정보를 예시하기 위해, 도 1의 헬리콥터(1)의 로터 마스트에 관한 제어 범위 표시(indication)(13)를 보여준다. 즉, 제어 범위 표시(13)는 3개의 상이한 다이어그램(13a, 13b, 13c)을 예시적으로 포함하고, 이들 다이어그램 각각은 도 1의 로터 마스트(2d)의 순간적인 세로 피치 및 롤 방향(14a, 14b)에 관한 특별한 휨 모멘트 범위를 나타낸다.
제1 다이어그램(13a)에서는, 제한된 제어 범위 표시(15a)가 도시되어 있다. 이러한 제어 범위 표시(15a)는, 예컨대 도 1의 헬리콥터(1)의 온-그라운드 상태와 연관되고, 그러한 경우 로터 마스트 휨 모멘트가 예컨대 주기적 스틱으로의 조종사 명령 입력에 의해, 도 1의 로터 마스트(2d)로 유도될 수 있다.
제2 다이어그램(13b)에서는, 제한된 제어 범위 표시(15b)가 도시되어 있다. 제어 범위 표시(15b)는, 예컨대 도 1의 로터 마스트(2d)의 휨 모멘트 제한이, 예컨대 도 1의 헬리콥터(1)의 동작 중에 뒷바람 또는 맞바람으로부터 생기는 세로 피치 방향으로 이동된다면 발생한다.
제3 다이어그램(13c)에서는, 제한된 제어 범위 표시(15c)가 도시되어 있다. 제어 범위 표시(15c)는, 예컨대 도 1의 로터 마스트(2d)의 휨 모멘트 제한이, 예컨대 도 1의 헬리콥터(1)의 동작 중에 옆 바람(cross wind) 영향이나 슬로프 랜딩(slope landing)으로 인해 세로 피치 및 롤 방향으로 이동된다면 발생한다.
도 4는 AFCS(7)에 의해 제어되는 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 가지는 차량 제어 시스템(10)을 구비한 도 1의 헬리콥터(1)를 보여주는 것으로, 이러한 AFCS(7)는 차량 관리 시스템(8)에 의해 제어된다. 하지만, 도 1과는 대조적으로 이제 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)는 인셉터(4c)에 전형적으로 연결되고, 이는 기계적 링크 장치(5)를 거쳐 로터 블레이드(2a, 2b)의 콜렉티브 피치를 제어하기 위해 제공되도록 예정되는 콜렉티브 스틱, 서보 드라이브 유닛(5a), 및 피치 제어 유닛(4)으로서 예시적으로 구현된다. 그러므로 인셉터(4c)는 이후 간단함과 명확함을 위해 "콜렉티브 스틱(collective stick)"이라고도 부른다.
또한, 헬리콥터(1)는 이제 메인 로터(2)를 구동하기 위한 메인 기어박스(main gearbox)(16)와, 메인 기어박스 입력 샤프트(16b)를 거쳐 메인 기어박스(16)를 구동하기 위한 적어도 하나의 메인 엔진(17)을 가지는 것으로 도시되어 있다. 콜렉티브 스틱(4c), 메인 기어박스(16), 및 적어도 하나의 메인 엔진(17)은 도 1의 헬리콥터(1)에 도시되어 있지 않은데, 이는 이들이 도 1에 따른 차량 제어 시스템(10)의 기능성의 예시와 이해를 위해 요구되는 것이 아니기 때문이라는 점이 주목되어야 한다. 하지만, 도 1의 헬리콥터(1)는 바람직하게는 이들 요소를 마찬가지로 포함하고, 도 4는 하나의 공통(common) 차량 제어 시스템(10)으로 바람직하게 결합된다는 점이 명확하다.
일 양태에 따르면, 메인 기어박스(16)에는 적어도 하나의 토크 센서(16a)가 제공되고, 이러한 토크 센서(16a)는 동작시 차량 관리 시스템(8)에 메인 기어박스(16)의 생성된 토크에 관련된 센서 정보를 제공하기 위해 구성된다. 이러한 차량 관리 시스템(8)은 콜렉티브 스틱(4c)에 예시적으로 연결되는 통합 디지털전자식 엔진 제어장치(full authority digital engine control)(18)에 의해 바람직하게 제어된다. 더 나아가, 적어도 하나의 메인 엔진(17)에는 적어도 하나의 속도 및/또는 온도 센서(17a)가 바람직하게 제공되고, 이러한 센서(17a)는 동작시 통합 디지털전자식 엔진 제어장치(18)에 적어도 하나의 메인 엔진(17)의 속도 및/또는 온도에 관련된 센서 정보를 제공하도록 구성된다.
또한, 각각 연관된 콜렉티브 블레이드 각도에 관한 엔진 추력 매칭 파워 수요(needs)를 제공하기 위해, 통합 디지털전자식 엔진 제어장치(18)에는 인셉터(4c)의 위치와 연관된 기계적 링크 장치(5)에 대한 정보가 제공된다.
따라서, 차량 제어 시스템(10)은 센서(16a, 17a)의 센서 정보에 기초한 헬리콥터(1)의 동작시 효율적인 기계적 및/또는 열적(thermal) 엔진과 기어박스 보호를 허용하기 위해, 제1 제한 표시를 제공하도록 조정된다. 이러한 제1 제한 표시는 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 거쳐 조종사에게 바람직하게 제공된다. 더 나아가, 이러한 센서 정보는 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 통해, 적어도 하나의 메인 엔진(17)의 엔진 시동(start-up) 동안 헬리콥터(1)의 온-그라운드 상태에서 콜렉티브 스틱(4c)의 효율적인 로크-다운(lock-down)을 구현하기 위해 사용될 수 있다.
도 5는 AFCS(7)에 의해 제어되는 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 가지는 차량 제어 시스템(10)을 구비한 도 1의 헬리콥터(1)를 보여준다. 하지만, 도 1과는 대조적으로 이제 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)는 전형적으로 인셉터(4d)에 연결되고, 이러한 인셉터(4d)는 기계적 링크 장치(19)를 거쳐 테일 로터(3)를 제어하기 위해 제공되도록 되어 있는 페달(pedal)과, 헬리콥터(1)의 한쪽으로의 흔들림을 제어하기 위해 유압 파워 유닛과 같은 서보 드라이브 유닛(19a)으로서 예시적으로 구현된다. 그러므로 이후, 인셉터(4d)는 간단함과 명확함을 위해, "요 패달(yaw pedal)"이라고도 부른다.
테일 로터(3)는, 예컨대 도 4의 메인 기어박스(16)의 적절한 출력 샤프트에 의해 구동된다. 기계적 링크 장치(19)는, 예컨대 푸시/풀 제어 로드, 벨 크랭크, 노션 샤프트, 및/또는 플렉스볼 조립체를 포함하고, 당업자에게 공지되어 있다. 그러므로 기계적 링크 장치(19)의 상세한 설명은 간략함과 간결함을 위해 생략된다.
또한, 헬리콥터(1)는 이제 적어도 하나의 공기 속도, 공기 밀도 및/또는 외측 기온 센서(20)를 가지는 것으로 도시되어 있고, 이러한 센서(20)는 동작시 공기 속도, 공기 밀도 및/또는 외측 기온에 관련된 센서 정보를 AFCS(7)에 제공하기 위해 구성된다. 그러므로 AFCS(7)는 동작시 공기 속도, 공기 밀도 및/또는 외측 기온에 기초한, 테일 로터(3)의 변하기 쉬운 조종사 제어 권한 및 조종사 제어 비율(control rate)을 구현하기 위해 제공된 센서 정보에 기초하여, 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 제어할 수 있다.
요 패달(yaw pedal)(4d), 기계적 링크 장치(19), 및 서보 드라이브 유닛(19a)은 도 1의 헬리콥터(1)에 도시되어 있지 않은데, 이는 그것들이 도 1에 다른 차량 제어 시스템(10)의 기능성을 예시하고 이해하기 위해 필요한 것이 아니기 때문이라는 점이 주목되어야 한다. 하지만, 도 1의 헬리콥터(1)는 마찬가지로 이들 소자를 포함하고, 도 1 및 도 5에 따른 차량 제어 시스템(10)이 하나의 공통 차량 제어 시스템(10) 내로 바람직하게 결합된다는 점은 분명하다. 더 나아가, 본 발명의 바람직한 일 실시예에서, 헬리콥터(1)는 도 1, 도 4, 및 도 5를 참조하여 설명된 모든 특성과 특징을 포함한다.
도 6은 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)의 제2 바람직한 실시예를 예시하기 위해, 콜렉티브 스틱(4c) 및/또는 요 패달(4d), 기계적 링크 장치(5 및/또는 19), 인위적인 힘-느낌 발생장치(6), 및 AFCS(7)가 있는, 도 4 및/또는 도 5의 차량 제어 시스템(10)을 보여준다. 이어지는 내용에서 양 실시예 사이의 차이점만이 더 상세히 설명되도록, 도 6의 제2 실시예에 따른 차량 제어 시스템(10)은 도 2의 제1 실시예에 따른 차량 제어 시스템(10)에 주로 대응한다는 점이 주목되어야 한다.
더 구체적으로, 제1 실시예와는 대조적으로 제2 실시예에 따른 차량 제어 시스템(10)의 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)는 당업자에게 공지되어 있는, 공칭 힘을 생성하기 위한 일반적인 기계적 마찰 액츄에이터의 형태로 바람직하게 구현되는 마찰 유닛(21)을 포함하고, 이러한 마찰 유닛(21)은 이후 간단함과 명확함을 위해, "기계적 마찰 액츄에이터"(21)라고도 불린다.
이제, 기계적 마찰 액츄에이터(21)는 도 2의 그래디언트 트림 액츄에이터(11) 대신 제1 힘 발생장치를 구현한다. 하지만, 기계적 마찰 액츄에이터(21)는 AFCS(7)가 그것의 제어를 위해, 도 2의 파워 일렉트로닉스(7b)를 요구하지 않도록, AFCS(7)에 의해 제어되지 않는다.
일 양태에 따르면, 기계적 마찰 액츄에이터(21)는 도 2의 스프링 유닛(11b) 대신, 안전 유닛(11a)과 반전 가능한 기어 유닛(11c)에 연결되는 인셉터 움직임 탐지기(11h)를 포함한다. 인셉터 움직임 탐지기(11h)는 콜렉티브 스틱(4c) 및/또는 요 페달(4d)의 움직임 탐지에 반응하여 공칭 힘을 지원하고, 대응하는 "핸즈-온/오프(hands-on/-off)" 정보를 AFCS(7)에 제공하기 위해 조정된다. 그러한 공칭 힘은 방출 가능하게 될 수 있기 위해, 예컨대 도 4 및/또는 도 5의 헬리콥터에서의 고정된 포인트와 트림 릴리즈 유닛(11d) 사이에 배치되는 마찰 유닛(11i)에 의해 제공된다.
도 7은 도 1, 도 4 및/또는 도 5의 헬리콥터(1)의 바람직한 기능 또는 작동법을 예시하기 위해, 도 2의 주기적 스틱(4a), 도 6의 콜렉티브 스틱(4c) 또는 동작중인 도 6의 요 페달(4d)의 편향-토크 특징(22a)을 예증하는 인셉터-편향 토크 다이어그램(22)을 보여준다. 하지만, 도 2의 주기적 스틱(4a)과 대응하는 택타일 큐의 바람직하고, 더 정밀한 그래디언트 특징이 도 10에 도시되어 있음이 주목되어야 한다.
상세하게는, 편향-토크 특징(22a)은 도 2의 주기적 스틱(4a), 도 6의 콜렉티브 스틱(4c), 또는 각각의 일시적인 편향(22c)에 의존적인, 작동중인 도 6의 요 페달(4d)의 절대 토크(22b)를 예시한다. 더 나아가, 이러한 편향-토크 특징(22a)은 도 2의 주기적 스틱(4a), 도 6의 콜렉티브 스틱(4c), 또는 도 2나 도 6의 택타일 큐 액츄에이터(12)에 의해 작동중인 도 6의 요 페달(4d)로 유도될 수 있는 최대 편향(23a) 및 최대 토크(23b)의 상황에서 도시된다.
일 양태에 따르면, 도 2나 도 6의 택타일 큐 액츄에이터(12)에 의해 유도될 수 있는 최대 토크(23b)는 최소 조종사 오버라이드 힘(24a)보다 높다. 그러므로 아래에 설명된 것처럼, 적어도 사전에 정의된 기능 영역(functioning domain)에서, 원치 않고, 불리하고/하거나 위험한 비행 및/또는 동작 상태가 방지될 수 있도록, 조종사는 도 2의 주기적 스틱(4a), 도 6의 콜렉티브 스틱(4c), 또는 도 6의 요 페달(4d)을 피하기 위해 최소 조종사 오버라이드 힘(24a)보다 큰 오버라이드하는 힘을 적용해야 한다. 더 나아가, 전술한 바와 같이, 전력 공급, 제어 또는 대응하는 전기 모터의 오작동의 경우에도, 도 2나 도 6의 택타일 큐 액추에이터(12)에 의해 제공된 택타일 큐 힘을 조종사가 항상 오버라이드할 수 있도록, 도 2나 도 6의 택타일 큐 액츄에이터(12)에 의해 유도될 수 있는 최대 토크(23b)는 바람직하게는 최대 조종사 오버라이드 힘(24b)보다 작다.
상세하게는, 편향-토크 특징(22a)은 도 2의 주기적 스틱(4a), 도 6의 콜렉티브 스틱(4c), 또는 도 2의 그래디언트 트림 액츄에이터(11)나 사전에 정의된 공칭 연속 기능 영역(26a)에서의 기계적 마찰 액츄에이터(21)를 통해 동작중인 도 6의 요 페달(4d)에, 공칭 브레이크아웃 토크(25a)가 유도됨을 예시한다. 이러한 영역(26a)에서, 최소 조종사 오버라이드 힘(24a)보다 훨씬 작은 조종사 제어 힘은 도 2의 주기적 스틱(4a), 도 6의 콜렉티브 스틱(4c), 또는 도 6의 요 페달(4d)을 편향시키기에 충분하다.
이러한 정상적인 연속 기능 영역(26a) 위, 즉 제1의 사전에 정의된 편향 임계값 위에서, 시간 제한된 기능 영역(26b)의 범위를 정하는 제2의 사전에 정의된 편향 임계값에 도달할 때까지, 도 2의 주기적 스틱(4a), 도 6의 콜렉티브 스틱(4c), 또는 도 6의 요 페달(4d)에 백드라이빙(backdriving) 그래디언트 램프(27a)가 적용되고, 이 경우, 도 2나 도 6의 택타일 큐 액츄에이터(12)에 의해 제공된 택타일 큐 힘은 오직 평탄하게 증가된다. 다시 말하면, 이는 유도된 택타일 큐 힘, 즉 유도된 절대 토크(22b)가 오직 평탄하게 증가하는 한, 여전히 비교적 쉬운 오버라이딩을 허용하면서, 원치 않고, 불리하고/하거나 위험한 비행 및/또는 동작 상태 없이 조종사에게 정상적인 기능 모드를 규정한다.
시간 제한된 기능 영역(26b) 위에서는, 제2의 사전에 규정된 편향 임계값으로부터 시작하여, 유도된 택타일 큐 힘, 즉 유도된 절대 토크(22b)가 갑자기 증가함으로써, 조종사에게 정상적인 기능 모드의 접근하는 나감(exiting)과 원치않고, 불리하고/하거나 위험한 비행 및/또는 동작 상태로의 급박한 들어감을 규정하도록, 소프트 스톱 램프(soft stop ramp)(27b)가 생성된다. 하지만, 최소 조종사 오버라이드 힘(24a)보다 적은 힘으로 어느 정도까지는 오버라이딩이 여전히 가능하지만, 소프트 스톱 램프(27b)는 조종사가 도 2의 주기적 스틱(4a), 도 6의 콜렉티브 스틱(4c), 또는 도 6의 요 페달(4d)의 편향을 멈추기 위한 명확한 경고로서 감지되어야 하는, 백드라이빙 그래디언트 램프(27a)까지 명확한 차이를 느끼도록, 바람직하게 구현된다. 일 양태에 따르면, 백드라이빙 그래디언트 램프(27a)와 소프트 스톱 램프(27b)의 가파름(steepness)과 길이는 조정 가능하다.
바람직하게, 소프트 스톱 램프(27b)는 사전에 정의된 제3 임계값으로 시작하여, 오버라이드 기능 영역(26c)에 도달하도록 생성된다. 그 점에서, 조종사는 바람직하게는 도 2나 도 6의 택타일 큐 액츄에이터(12)의 유도된 택타일 큐 힘을 오버라이드하기 위해 최소 조종사 오버라이드 힘(24a)보다 많은 힘을 인가할 필요가 있다. 따라서, 오버라이드 기능 영역(26c)은 원치않고, 불리하고/하거나 위험한 비행 및/또는 동작 상태에 아마도 이미 도달하였음을 조종사에게 규정하도록 구성된다.
도 8은 본 발명의 일 양태에 따른 파워 일렉트로닉스(12f)를 보여주고, 전력 제어 전자(28a), 브러시가 없는 DC 모터/제너레이터로서 바람직하게 구현되고 도 2 및 도 6의 모터(12b)에 우선적으로 대응하는 모터/제너레이터(28b), 및 적어도 하나의 백업 감쇠 저항기(28c)를 예시적으로 포함한다.
바람직하게, 파워 일렉트로닉스(12f)는 모터/제너레이터(28b)를 제어하고, 도 7의 영역(26a, 26b, 26c)에 따라, 조종사에게 힘과 저항의 상이한 레벨들을 제공하게 된다.
일반적으로, 도 2 및 도 6의 모터/제너레이터(28b)와 택타일 큐 액츄에이터(12)는 도 7의 정상적인 연속 기능 영역(26a)에 있으면서, 또는 모터/제너레이터(28b)가 기계적으로 작용하고 있지만 전력이 공급되지 않는 경우 충분한 저항을 제공하지 않게 된다. 하지만, 바람직한 일 실시예에서 파워 일렉트로닉스(12f)는 최소한 백-구동된(back-driven) 모터/제너레이터(28b)의 잘 규정된 단락 회로를 통해, 조종사-유도된/조종사-보조된 진동을 억제하기 위해서, 백업 댐핑의 최소 레벨을 제공하도록 조정된다. 그 점에서, 저항력은 그에 따라 선택된 저항기(28c)에 의해 조정된다. 그러므로 파워 일렉트로닉스(12f)에 의해 제공된 각각의 백업 댐핑 힘-느낌을 조종사가 느낄 수 있다.
더 나아가, 모터/제너레이터(28b)와 저항기(28c) 사이에 선택적인 추가 스위치가 제공될 수 있다. 하지만, 이러한 선택적인 추가 스위치는 도면의 간단함과 명확함을 위해, 도 8에는 도시되어 있지 않다. 그렇지만, 이러한 선택적인 추가 스위치는 바람직하게 제어되고, 제어 전자 장치(28a)의 전력 공급이 고장 또는 손실이 있는 경우에 조종사 제어 입력의 심한 과도 현상을 억제하기 위해 수동 감쇠가 이루어질 수 있도록, 도 2 및 도 6의 제어/감시 유닛(12d)에 의해 닫힐 수 있다.
바람직한 일 실시예에서, 도 2 및 도 6의 모터(12b)와 파워 일렉트로닉스(12f)는 제어 전자 장치(28a), 모터/제너레이터(28b), 및 저항기(28c)와 동등한 것임이 주목되어야 한다. 더 구체적으로, 제어 전자 장치(28a)는 바람직하게는 파워 일렉트로닉스(12f)의 부품이고, 저항기(28c)는 우선적으로는 파워 일렉트로닉스(12f)나 모터(12b) 내로 통합되게 된다.
도 9는 도 2의 주기적 스틱(4a), 도 6의 콜렉티브 스틱(4c), 또는 동작중인 도 6의 요 페달(4d)의 편향-토크 특징(22a)을 예증하는 도 7의 인셉터-편향 토크 다이어그램(22)을 보여준다. 도 7과는 대조적으로, 인셉터-편향 토크 다이어그램(22)은 예시적으로 연관된 강성도(stiffness) 기울기(29)를 더 포함한다.
강성도 기울기(29)를 적절히 설정함으로써, 도 2의 주기적 스틱(4a), 도 6의 콜렉티브 스틱(4c), 또는 소프트 스톱 램프(27b)에 의해 표시된 소프트 스톱들 부근에서 동작중인 도 6의 요 페달(4d)의 진동이 회피될 수 있다. 더 구체적으로, 소프트 스톱들의 피드-포워드(feed-forward) 스프링-댐퍼 특징이 얻어질 수 있고, 이 경우 초임계 감쇠를 보장하고, 그로 인해 조종사-유도된 또는 조종사 보조된 진동을 회피하도록, 비교적 강한 점성 감쇠를 제공하기 위해, 도 2 또는 도 6의 택타일 큐 액츄에이터(12)의 브러시가 없는 DC 모터(12b)가 도 2의 기계적 링크 장치(5) 또는 도 6의 기계적 링크 장치(19)의 주어진 관성과 상호 작용하는 가파른 힘-위치 그래디언트를 생성한다. 그 점에서, 도 2나 도 6의 택타일 튜 액츄에이터(12)의 브러시가 없는 DC 모터(12b)의 모터 전류의 기초가 되는 제어 루프가, 주어진 스프링의 기초가 되는 강성도와 동등한,가파른 힘-위치 그래디언트의 규정을 위한 위치의 함수(function)를 나타낸다.
도 10은 동작중인 도 2의 주기적 스틱(4a)의 편향-토크 특징(22a)을 예증하는 도 7의 인셉터-편향 토크 다이어그램(22)을 보여준다. 하지만, 도 7과는 대조적으로 이제는 도 2의 주기적 스틱(4a)의 스프링 그래디언트 특징에 인셉터-편향 토크 다이어그램(22)의 초점이 맞추어져 있음이 주목되어야 한다.
더 구체적으로, 인셉터-편향 토크 다이어그램(22)는 동작중인, 도 2의 주기적 스틱(4a)의 토크(22d)를 예시하고, 이는 도 7의 절대 토크(22b) 대신 최대 음의 토크(23c)와 최대 양의 토크(23b) 사이에 포함된다. 더 나아가, 도 2의 주기적 스틱(4a)의 최대 및 최소의 가능한 스트로크(stroke)(23e 및 23d)가 예시되어 있고, 이는 주기적 스틱(4a)의 움직임의 범위를 정한다.
더 구체적으로, 인셉터-편향 토크 다이어그램(22)는 이제 0인 힘이 작용하는, 도 2의 주기적 스틱(4a)의 고정시키는 위치(25d)를 예시한다. 화살표(26d)에 의해 표시된 것처럼 조정 가능한, 고정시키는 위치(25d)로부터 시작하여, 고정시키는 위치(25d)로부터 주기적 스틱(4a)을 멀리 움직이기 위해, 즉 그것들을 편향시키기 위해, 도 2의 주기적 스틱(4a)에 양 또는 음의 브레이크아웃 토크(25b, 25c)가 적용되어야 한다. 화살표(26d)로 표시된 것처럼, 고정시키는 위치(25d)를 조정함으로써, 각각의 인위적인 힘-느낌 영역과 대응하는 트림 위치가 조정될 수 있다.
일 양태에 따르면, 도 2의 그래디언트 트림 액츄에이터(11)에 의해 공칭인 양 또는 음의 힘 그래디언트(27c, 27d)가 생성된다. 예시적으로, 도 2의 스프링(11b)의 결과로서 공칭인 양 또는 음의 힘 그래디언트(27c, 27d)가 추가되는, 예컨대 전술한 기계적 링크 장치(5, 19)의 베어링에 의해 제공된 최소 마찰(24c)을 가지는 편향-토크 특징(22a)이 도시되어 있다. 따라서, 화살표(24d)로 표시된 것처럼, 도 2의 트림 릴리즈 유닛(11d)을 통해 공칭 힘을 방출함으로써, 최소 마찰(24c)의 느낌까지 인위적인 힘-느낌이 감소된다. 트림 릴리즈 유닛(11d)은 도 2의 기계적 링크 장치(5)의 기초가 되는 운동학적 구성에 의해 적어도 필수적으로 제공된다.
도 10은 공칭 힘을 생성하기 위해 기계적인 그래디언트 액츄에이터(21)가 사용되는 도 2의 구성을 참조하고 있음이 주목되어야 한다. 하지만, 도 6의 마찰 트림 액츄에이터(11)가 공칭 힘을 생성하기 위해 사용되는 경우에도 마찬가지로 다음 설명이 적용된다.
도 10에 따른 편향-토크 특징(22a)으로부터 볼 수 있는 것처럼, 인위적인 힘-느낌, 즉 소프트 스톱 램프(27b)는 공칭 힘 그래디언트(27c, 27d) 상에서 겹쳐진다(super-imposed). 이들 소프트 스톱 램프(27b), 즉 규정된 대응하는 소프트 스톱들은 도 6의 트림 릴리즈 유닛(11d)을 통해, 공칭 힘의 트림 릴리즈의 경우에 보존된다.
하지만, 일 양태에 따르면, 예컨대 소프트 스톱 램프(27b)에 의해 제공된 소프트 스톱들과 같은 인위적인 힘-느낌은, 도 2나 도 6의 안전 유닛(11a)이 활성화되는 경우에, 도 2나 도 6의 안전 유닛(11a)을 통해 고리 모양을 이룰 수 있다. 이는 인위적인 힘-느낌이 최소 마찰(24c)의 느낌까지 감소되도록, 공칭 힘의 방출을 재차 가져오게 된다.
도 11은 차량 관리 시스템(8)에 의해 제어되는 AFCS(7)에 의해 제어되는 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)에 연결된 주기적 스틱(4a)을 가지는 차량 제어 시스템(10)과 메인 로터(2)가 있는 도 1의 헬리콥터(1)를 보여준다. 하지만, 도 1과는 대조적으로 이제 헬리콥터(1)는 적어도 하나의 장애물 탐지 로터 충돌(strike) 경보 센서(30)를 가지는 것으로 도시되어 있다. 이러한 경보 센서(30)는 차량 관리 시스템(8)에 바람직하게 연결되고, 동작시 잠재적으로 충돌하는 물체(30a)에 관련된 센서 정보를 제공하도록 구성된다. 그러므로 차량 관리 시스템(8)은 조종사가 잠재적으로 충돌하는 물체(30a) 쪽으로 헬리콥터(1)를 향하게 하는 주기적 스틱(4a)에서의 제어 입력을 수행하는 것이 우선적으로 방지되도록, 택타일 큐 힘을 생성하기 위해 제공된 센서 정보에 기초하여, AFCS(7)를 거쳐 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 제어할 수 있다. 따라서, 잠재적으로 충돌하는 물체(30a)와 메인 로터(2) 또는 헬리콥터(1)의 충돌이 방지될 수 있고, 이로 인해 잠재적으로 충돌하는 물체(30a)로 인한 헬리콥터(1)의 손상 위험이 상당히 감소한다.
더 나아가, 도 11에 도시된 것처럼, 로터 충돌 경보 센서(30)와 결합된 택타일 큐잉(cueing) 시스템과 비슷한 방식으로, 헬리콥터(1)와, 지역, 인간이 만든 장애물, 및 다른 움직이는 항공 교통(air traffic) 사이의 거리를 결정하기 위해, 도 1, 도 4, 및 도 5의 헬리콥터(1)는 센서 시스템을 구비할 수 있다. 헬리콥터(1)는 또한 이들 요소를 바람직하게 포함하고, 도 1, 도 4, 및 도 5에 따른 차량 제어 시스템(10)이 하나의 공통 차량 제어 시스템(10) 내로 바람직하게 결합된다는 점이 명확하다.
바람직한 일 실시예에서, 도 7, 도 9, 및 도 10에 따른 택타일 큐를 통해 조종사에 의한 지역 내로의 제어된 비행을 방지하기 위해, 지역과 헬리콥터(1) 사이의 수직 고도를 결정하기 위해 레이더 고도계가 사용된다.
바람직한 일 실시예에서, 도 7, 도 9, 및 도 10에 따른 택타일 큐를 통해 조종사에 의한 지역 내로의 제어된 비행을 방지하기 위해, 지역 높이와 고정된 장애물의 데이터베이스와 결합하여 GPS에 기초한 위치 정보와 기압 고도계가 사용된다.
선호된 비행 경로를 따르거나 소위 "하늘에서의 터널" 내에 머무르고, 조종사가 우선(preferred) 비행 경로로부터 벗어나는 것 또는 "핸즈-온(hands-on)" 모드에서 조정중일 때, "하늘에서의 터널"을 빠져나가는 것을 방지하기 위해 차량 제어 시스템(10)이 사용된다.
바람직한 일 실시예에서, 우선 비행 경로 또는 "하늘에서의 터널"은 바람직한 라우팅(routing), 헬리콥터 비행 영역의 경계, 엔진 성능 한계, 하중 한계값, 영역(terrain), 인간이 만든 장애물, 그리고 움직이는 항공 교통에 관한 정보를 포함한다.
바람직한 일 실시예에서, 우선 비행 경로 또는 "하늘에서의 터널"은 정상적인 가속뿐만 아니라 헬리콥터의 뱅크(bank) 각도(롤 자세)를 제한함으로써 승객의 안락함을 극대화한다.
바람직한 일 실시예에서, 차량 제어 시스템(10)은 위험한 비행 상태를 회피하기 위해, 비행 영역을 제한하도록 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 통해 조종사를 돕도록 구성된다. 더 구체적으로는, AFCS(7)가 이른바 소용돌이 고리 상태로 이끄는 과도한 강하율(sink rate)로부터 헬리콥터(1)를 보호하도록 구성된다.
바람직한 일 실시예에서, 차량 제어 시스템(10)은 비상 상황의 경우에 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 통해 조종사를 돕도록 구성된다. 이러한 수단에 의해, 조종사의 업무량이 감소되고, 헬리콥터(1) 또는 헬리콥터(1)의 탑승자에게 손상이 일어나는 것을 피하기 위해, 조종사가 우선 비행 경로의 일정한 한계 내에 머물거나 이러한 특정 비상 상황에 관한 특수한 "하늘에서의 터널" 내에 머물도록 지원함으로써 조종사 실수의 위험이 최소화된다.
더 구체적으로, 하나의 단일 엔진의 고장(OEI=one engine inoperative)의 경우, 차량 제어 시스템(10)은 로터(2)의 회전 속도를 안정시키고, 전이 국면(transition phase) 동안 고도의 손실을 제한하기 위해, 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 통해 조종사를 돕도록 바람직하게 구성된다.
더 나아가, 양쪽 엔진과 연관된 오토로테이션 랜딩(autorotation landing)의 총체적인 고장의 경우에는, 오토로테이션 랜딩을 실행하기 위해 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 통해 조종사를 돕도록 차량 제어 시스템(10)이 바람직하게 구성된다. 더 구체적으로, 오토로테이션의 개시 국면 동안에는 로터(2)의 회전 속도를 안정화하고, 성능(performance)의 최적 범위 내의 하강 국면 머무름 동안과 플래어(flare) 동안에는 착륙(touchdown)을 최적화하고 헬리콥터(1)의 관련 손상이 있는 불시착/경착륙을 회피한다.
도 12는 도 1, 도 4 및/또는 도 5의 차량 제어 시스템(10)이 일 실시예를 보여주고, 이 경우 기계적 링크 장치(5 및/또는 19)가 적어도 하나의 그리고 예시적으로는 2개의 스마트 전자-기계식 시리즈(series) 액츄에이터(31a, 31b)를 포함한다. 이러한 구성에서, 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)와, 바람직하게는 도 2 또는 도 6의 택타일 큐 액츄에이터(12)는 헬리콥터의 안정화를 위해 동작시 대응하는 축 상에서 스마트 전자-기계식 시리즈 액츄에이터(31a, 31b)의 임의의 고장을 보정(compensation)하도록 우선적으로 구성된다. 이러한 보정은 또한 바람직하게는 도 2의 주기적 스틱(4a), 도 6의 콜렉티브 스틱(4c) 또는 도 6의 요 패달(4d)의 이른바 핸드-오프(hands-off) 모드에서, 우선적으로 헬리콥터의 유인(manned) 작동 동안 높은 대역폭과 완전한 권한을 가지고, 또는 헬리콥터의 완전한 권한 비행 제어를 위한 무인(unmanned) 동작 동안 임의로(optionally) 조정된 차량에서도 수행되어야 한다. 스마트 전자-기계식 시리즈 액츄에이터(31a, 31b)의 정상적인 동작 동안에는, 도 2의 주기적 스틱(4a), 도 6의 콜렉티브 스틱(4c) 또는 도 6의 요 패달(4d)이 고정된, 즉 움직이지 않는 상태에서 안정화가 이루어진다. 스마트 전자-기계식 시리즈 액츄에이터(31a, 31b) 모두의 완전한 손실 후에는, 도 2의 그래디언트 트림 액츄에이터(11)와 같은 종래의 트림 액츄에이터에 비해 더 높은 수행 능력을 가진 택타일 큐 액츄에이터(12)가 조종사의 핸즈-오프 동작시 움직이는 스틱을 가지고 상기 택타일 큐 액츄에이터(12)를 통해 헬리콥터를 안정화시키는 것을 가능하게 한다.
위에서, 도 1 내지 도 6을 참조하여, 헬리콥터에서 주기적 피치 제어, 콜렉티브 피치 제어 및 요 제어에 관련된 인위적인 힘-느낌 생성을 위한 별개의 구성들이 설명됨을 주목해야 한다. 하지만, 이미 전술한 바와 같이, 이들 분리된 구성들은 주어진 헬리콥터의 하나의 흔한 차량 제어 시스템에서 부분적으로 또는 완전히 바람직하게 결합된다. 따라서, 조종사에게 원하지 않고, 불리하고/하거나 위험한 비행 및/또는 동작 상태를 경고하고/하거나 비행 제어 축 중 임의의 것에서의 원하지 않고, 불리하고/하거나 위험한 조종사 제어 입력을 억제하기 위해 조종사 제어 입력을 방해하는 인위적인 힘으로 주어진 헬리콥터의 조종사에 관한 인위적인 힘-느낌을 생성하기에 적합한 차량 제어 시스템이 구현될 수 있다.
일 양태에 따르면, 만약 AFCS가 조종사에 의해 생성된 소프트 스톱들의 영구적이거나 지속적인 위반을 탐지한다면, AFCS는 미리 정해진 시간 간격 후 소프트 스톱의 각각의 방해하는 힘을 경고하고 램프 다운(ramp down)하도록 구성된다. 그러므로 한편으로는 조종사가, 예컨대 비상 상황에서 요구될 수 있는 것과 같이 그가 원하는 대로 비행하는 것이 허용되고, 다른 한편으로는 택타일 큐 액츄에이터의 전기 모터가 과열, 즉 열적 손상으로부터 보호된다. 더 구체적으로, 차량 제어 시스템(10)은 택타일 큐 액츄에이터(12)에 의해 생성된 소프트 스톱의 각각의 방해 힘을 램프 다운하기 전에, 표시 계기와 같은 시각적 신호(cue) 또는 예컨대 이른바 공(gong)과 같은 청각적 신호를 통해, 차량 관리 시스템(8)이 조종사에게 경고 또는 경보를 보낸다.
특히, AFCS는 헬리콥터의 구조적 구성 성분에 대한 기계적 하중을 감소 또는 제한하는데 있어 인위적인 힘-느낌 발생장치를 통해 조종사를 돕도록 구성된다.
더 구체적으로, 인위적인 힘-느낌 발생장치는, 예컨대 경사 착륙이나 옆 바람으로 인해 비행 중에 또는 지상에서 과도한 로터 마스트 휨 모멘트의 발생을 제한하는데 있어 조종사를 돕기 위해, 바람직하게 구성된다.
더 나아가, 차량 제어 시스템(10)은 특히 로터 허브나 블레이드 루트(root)처럼 전체 로터(2) 상의 하중을 감소 또는 제한시, 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 통해 조종사를 돕도록 바람직하게 구성된다. 더 구체적으로, 조종사 명령 입력의 주기적인 제어 권한 및 비율(rate)은 헬리콥터(1)의 환경 조건, 비행 조건, 및 무게의 함수로서 제한된다.
더 나아가, 차량 제어 시스템(10)은 역동적인 롤오버(rollover)로부터 보호하기 위해 주기적인 조종사 명령 입력을 제한시, 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 통해 조종사를 돕도록 바람직하게 구성된다.
더 나아가, 차량 제어 시스템(10)은 테일 붐(1b)과 메인 로터(2)의 충돌로 인해, 헬리콥터(1)의 손상을 일으킬 수 있거나 과도한 진동을 일으킬 수 있는 블레이드 플랩핑(flapping)을 감소 또는 제한시, 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 통해 조종사를 돕도록 바람직하게 구성된다.
더 나아가, 차량 제어 시스템(10)은 구조적 무게를 감소시키는 이익을 가지고 테일 로터 및/또는 테일 붐 상의 하중을 감소 또는 제한시, 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 통해 조종사를 돕도록 바람직하게 구성된다. 더 구체적으로, 택타일 큐 액츄에이터(2)는 전진비행의 속도와 공기 밀도의 함수로서 페달을 거쳐 조종사 명령 입력의 최대 가능한 속도와 풀 스트로크(full stroke) 권한뿐만 아니라, 헬리콥터(1)의 요 각도를 제한하기 위해 우선적으로 사용된다.
인위적인 힘-느낌 발생장치는, 장애물과의 충돌을 방지하고/하거나 항공 교통 회피시 조종사를 돕기 위해 바람직하게 구성된다.
일 양태에 따르면, 본 발명의 인위적인 힘-느낌 발생장치는 진보된 비행 영역 제한을 제공하기 위해 추가로 구성된다. 더 구체적으로, 인위적인 힘-느낌 발생장치는 단기간 그리고 연속적인 기간 또는 장기간 모두에서 일반적인 로터 속도 및 대응하는 열적 한계에 관해 메인 엔진(들)을 보호하고/하거나 과도한 토크 생성에 관해 메인 기어박스를 보호하기 위해, 조종사가 로터의 과속(overspeed) 회피를 돕기 위해 바람직하게 구성된다.
1: 회전익 항공기 1a: 동체
1b: 테일 붐 1c: 휠-타입 랜딩 기어
2: 멀티-블레이드 메인 로터 2a, 2b: 로터 블레이드
2c: 로터 헤드 2d: 로터 마스트
3: 테일 로터 4: 메인 로터 피치 제어 유닛
4a: 주기적 피치 인셉터 4b: 그립 기준 포인트
4c: 콜렉티브 피치 인셉터 4d: 요 인셉터
5: 기계적 링크 장치 5a: 서보 드라이브 유닛
5b: 선택적인 마찰 및 감쇠 유닛
6: 인위적인 힘-느낌 발생장치
6a: 기계적 연결부 6b: 회전 출력 유닛
7: 자동 비행 제어 시스템 7a: 제어 및 감시 유닛
7b: 자동 비행 제어 시스템 파워 일렉트로닉스
8: 차량 관리 시스템 9a: 로터 마스트 휨 모멘트 센서
9b: 웨이트-온-휠 센서 10: 제어 시스템
11: 그래디언트 트림 액츄에이터
11a: 안전 유닛 11b: 스프링 유닛
11c: 반전 가능한 기어 유닛 11d: 트림 릴리즈 유닛
11e: 반전 가능하지 않은 기어 유닛
11f: 브러시가 있는 DC 모터 유닛
11g: 릴리즈 감쇠 유닛 11h: 인셉터 움직임 탐지기
11i: 마찰 유닛 12: 택타일 큐 액츄에이터
12a: 반전 가능한 기어 유닛 12b: 브러시가 없는 DC 모터 유닛
12c: 모터 위치 센서 12d: 제어 및 감시 유닛
12e: 택타일 큐 트림 회전 출력 위치 센서
12f: 택타일 액츄에이터 파워 일렉트로닉스
13: 제어 범위 표시들 13a: 제1 다이어그램
13b: 제2 다이어그램 13c: 제3 다이어그램
14a: 피치 방향 14b: 롤(roll) 방향
15a: 제1 제한된 제어 범위 표시
15b: 제2 제한된 제어 범위 표시
15c: 제3 제한된 제어 범위 표시
16: 메인 기어박스 16a: 메인 기어박스 토크 센서
16b: 메인 기어박스 입력 샤프트
17: 메인 엔진 17a: 메인 엔진 속도 및/또는 온도 센서
18: 통합 디지털전자식 엔진 제어장치
19: 기계적 링크 장치 19a: 서보 드라이브 유닛
20: 공기 속도, 공기 밀도 및/또는 외측 기온 센서
21: 기계적 마찰 장치 22: 인셉터 편향-토크 다이어그램
22a: 편향-토크 특징 22b: 인셉터 절대(absolute) 토크
22c: 인셉터 편향 22d: 인셉터 토크
23a: 최대 택타일 큐 액츄에이터 편향
23b: 최대 택타일 큐 액츄에이터 토크
23c: 최대 음의(negative) 택타일 큐 액츄에이터 토크
23d: 최소 스트로크 23e: 최대 스트로크
24a: 최소 조종사 오버라이드 힘(override force)
24b: 최대 조종사 오버라이드 힘
24c: 최소 마찰 24d: 힘 트림 릴리즈
25a: 공칭 인셉터 브레이크아웃 토크
25b: 양의 인셉터 브레이크아웃 힘
25c: 음의 인셉터 브레이크아웃 힘
25d: 0인 힘 고정 위치 26a: 정상적인 연속 기능 영역
26b: 시간 제한된 기능 영역 26c: 오버라이드 기능 영역
26d: 인위적인 힘-느낌/택타일 큐 조정 능력 영역
27a: 백드라이빙 그래디언트 램프
27b: 소프트 스톱 램프 27c: 공칭 양의 그래디언트
27d: 공칭 음의 그래디언트 28a: 파워 제어 일렉트로닉스
28b: 모터/제너레이터 28c: 백업 감쇠 저항기
29: 강성도 기울기 30: 장애물 탐지 로터 충돌 경보 시스템
30a: 잠재적으로 충돌하는 물체
31a: 제1 스마트 전자-기계식 액츄에이터
31b: 제2 스마트 전자-기계식 액츄에이터

Claims (22)

  1. 차량 제어 시스템(10)의 인셉터(inceptor)(4a; 4c; 4d) 상에서 힘의 인위적 느낌을 생성하기 위한 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)로서,
    상기 인셉터(4a; 4c; 4d)는 기계적 링크 장치(5; 19)를 거쳐 상기 차량 제어 시스템(10)의 서보-어시스트(servo-assisted) 제어 유닛(4; 3)을 제어하기 위해 조정되고,
    적어도 하나의 제1 힘 발생장치(11; 21)와 적어도 하나의 제2 힘 발생장치(12)가 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)에 기계적으로 연결되며, 상기 제1 힘 발생장치(11; 21)는 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)에 동작시 작용하는 공칭 힘을 생성하기 위해 제공되고, 상기 제2 힘 발생장치(12)는 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)에 동작시 작용하는 택타일 큐(tactile cue) 힘을 생성하기 위해 제공되며, 상기 제1 힘 발생장치(11; 21)와 상기 제2 힘 발생장치(12)는 나란히 배열되는, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 제1 힘 발생장치(11; 21)는 적어도 하나의 기계적인 힘 생성 유닛(11b; 11i)을 포함하는, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  3. 제2 항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 기계적인 힘 생성 유닛(11b; 11i)은 스프링 유닛(11b)인, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  4. 제2 항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 기계적인 힘 생성 유닛(11b; 11i)은 마찰 유닛(11i)인, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  5. 제2 항에 있어서,
    상기 제1 힘 발생장치(11; 21)는 상기 적어도 하나의 기계적인 힘 생성 유닛(11b; 11i)을 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)에 결합시키는 결합 유닛(11d)을 포함하고, 상기 결합 유닛(11d)은 상기 제2 힘 발생장치(12)가 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)에 기계적으로 연결된 채로 있으면서, 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)로부터 상기 적어도 하나의 기계적인 힘 생성 유닛(11b; 11i)을 분리하기 위해 작용 가능한, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  6. 제5 항에 있어서,
    자동 모션 제어 시스템(7) 또는 차량 운전자의 요청시, 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)의 소정의 트림(trim) 위치를 이동시키기 위해 전기 모터(11f)가 제공되는, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  7. 제1 항에 있어서,
    상기 제1 힘 발생장치(11; 21) 및 상기 제2 힘 발생장치(12)는, 동작시 회전 출력 유닛(6b)의 회전 위치를 감시하기 위해 조정되는 위치 센서에 연결되는 회전 출력 유닛(6b)을 통해 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)에 연결되고, 상기 위치 센서(12e)가 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)에 연결된 채로 있으면서 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)로부터 상기 제1 힘 발생장치(11; 21) 및 상기 제2 힘 발생장치(12)를 분리하기 위해 조정되는 안전 유닛(11a)이 제공되는, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  8. 제1 항에 있어서,
    상기 제2 힘 발생장치(12)는 적어도 하나의 전기력 생성 유닛(12b)을 포함하는, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  9. 제8 항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 전기력 생성 유닛(12b)은 전기 모터(12b)인, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  10. 제9 항에 있어서,
    상기 전기 모터(12b)를 제어하기 위해 파워 일렉트로닉스(12f)가 제공되는, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  11. 제1 항에 있어서,
    상기 택타일 큐 힘은 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)를 작동시키는 차량 운전자에 의해 오버라이드(override)할 수 있기 위해 제한되는, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  12. 제1 항에 있어서,
    상기 차량 제어 시스템(10)은 상기 제2 힘 발생장치(12)를 구동하기 위해 조정되는 자동 모션 제어 시스템(7)을 포함하는, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  13. 제12 항에 있어서,
    상기 자동 모션 제어 시스템(7)은 적어도 하나의 연관된 센서(9a, 9b; 16a, 17a; 20; 30)를 거쳐 얻어진 센서 정보에 기초하여 상기 제2 힘 발생장치(12)를 구동하기 위해 조정되는, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  14. 제13 항에 있어서,
    상기 차량(1)은 회전익 항공기, 상기 적어도 하나의 연관된 센서(9a, 9b; 16a, 17a; 20; 30)는 로터 마스트 휨 모멘트 센서(9a), 웨이트-온-휠 센서(9b), 메인 기어박스 토크 센서(16a), 메인 엔진 속도 또는 온도 센서(17a), 공기 속도, 공기 밀도 또는 외측 기온 센서(20) 및 장애물 탐지 로터 충돌 경보 센서(30) 중 적어도 하나를 포함하는, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  15. 제13 항에 있어서,
    상기 차량 제어 시스템(10)은 상기 적어도 하나의 연관된 센서(9a, 9b; 16a, 17a; 20; 30)에 전기적으로 접속되는 차량 관리 시스템(8)을 포함하고, 상기 차량 관리 시스템(8)은 상기 자동 모션 제어 시스템(7)에 상기 센서 정보를 제공하기 위해 상기 자동 모션 제어 시스템(7)에 연결되어 있는, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  16. 제1 항에 있어서,
    상기 제1 힘 발생장치(11; 21) 및 상기 제2 힘 발생장치(12)는 회전 출력 유닛(6b)을 통해 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)에 연결되는, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  17. 제1 항에 있어서,
    상기 공칭 힘 및 상기 택타일 큐 힘은, 동작시 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)를 중립 위치로 옮기기 위해 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)에 작용하고, 상기 중립 위치는 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)를 포함하는 차량의 모션 방향을 결정하는 트림 포인트를 규정하고, 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)에 어떠한 힘도 작용하지 않는, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  18. 제17 항에 있어서,
    상기 차량(1)은 항공기 또는 워터크래프트(watercraft), 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  19. 제18 항에 있어서,
    상기 제1 힘 발생장치(11; 21)는 그래디언트(gradient) 트림 액츄에이터(11) 또는 기계적 마찰 액츄에이터(21)로서 구현되고, 상기 제2 힘 발생장치(12)는 택타일 큐 액츄에이터(12)로서 구현되는, 인위적인 힘-느낌 발생장치.
  20. 인셉터(4a; 4c; 4d)를 포함하는 차량 제어 시스템(10)을 가진 항공기(1)로서,
    상기 인셉터(4a; 4c; 4d)는 기계적 링크 장치(5)를 거쳐 상기 차량 제어 시스템(10)의 서보-어시스트 제어 유닛(4; 3)을 제어하기 위해 조정되고,
    상기 차량 제어 시스템(10)은 상기 인셉터(4a; 4c; 4d) 상에서 힘의 인위적 느낌의 생성을 위한 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 더 포함하며,
    상기 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)는 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)에 기계적으로 연결되는 적어도 하나의 제1 힘 발생장치(11; 21)와 적어도 하나의 제2 힘 발생장치(12)를 포함하고, 상기 제1 힘 발생장치(11; 21)는 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)에 동작시 작용하는 공칭 힘을 생성하기 위해 제공되고, 상기 제2 힘 발생장치(12)는 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)에 동작시 작용하는 택타일 큐 힘을 생성하기 위해 제공되며, 상기 제1 힘 발생장치(11; 21)와 상기 제2 힘 발생장치(12)는 나란히 배열되는, 항공기.
  21. 제20 항에 따른 차량 제어 시스템(10)으로 항공기(1)를 제어하는 방법으로서,
    상기 방법은 힘의 상기 생성된 인위적 느낌을 거쳐 상기 인셉터(4a; 4c; 4d)의 수동 조작 동안 상기 항공기(1)의 조종사를 보조하기 위해, 인위적인 힘-느낌 발생장치(6)를 통해, 상기 항공기의 인셉터(4a; 4c; 4d) 상의 힘의 인위적 느낌을 상기 항공기(1)의 동작시 생성하는 단계를 적어도 포함하는, 항공기(1)를 제어하는 방법.
  22. 삭제
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