KR101762662B1 - 항공기 - Google Patents

Abstract

항공기(1)는 하나 이상의 액추에이터(6, 7)를 포함하는 하나 이상의 비행중 자세 제어 시스템(4, 5); 및 하나 이상의 액추에이터(6, 7)에 연결되고 하나 이상의 펌프(8)를 포함하는 유압 회로를 포함하고, 상기 펌프(8)는 유압 회로의 압력이 미리 설정 가능한 임계값보다 높을 때 제1 유량을 전달하도록 구성된다. 펌프(8)는 제1 유량보다 많은 제2 유량을 전달하도록 구성되며, 항공기(1)는 유압 회로의 압력과 관련된 양을 검출하는 센서(11a, 11b, 12, 13); 및 센서(11a, 11b, 12, 13)에 의해 검출된 양이 임계값보다 낮은 유압 회로의 압력에 대응하는 경우에 펌프(8)를 제어하여 제2 유량을 전달하도록 하는, 프로그램 가능한 중앙 제어 유닛(10)을 포함한다.

Description

항공기 {AIRCRAFT}

본 발명은 항공기에 관한 것이다.

특히, 헬리콥터 또는 전환식 비행기(convertiplane)와 같은 호버링(hovering) 가능한 항공기에 관한 것이다.

공지된 바와 같이, 헬리콥터는 하나 이상의 유압 회로; 및 이 유압 회로에 의해 동작되고, 일부가 비행중(in-flight) 자세 제어, 예컨대 주 회전익(main rotor blade) 및 꼬리 회전익(tail roter blade)의 받음각(attack anlge)의 제어와 같은 필수적인 기능을 수행하는 다수의 액추에이터를 포함한다. 기능 부전, 특히 액추에이터에 대한 압력 저하의 경우, 블레이드 받음각은 더 이상 완전하게 제어 불가능하고, 헬리콥터의 자세는 매우 나빠질 수 있다.

유압 회로의 압력 저하에는 많은 원인이 있을 수 있다. 예를 들면, 항공기는 보통 장기간 및 긴 작동 수명에 걸쳐 점진적으로 발전하고, 그 동안에 항공기는 언제나 기존의 유압 회로에 연결되어야 하는 새로운 장비 및 액추에이터를 사용하여 업그레이드된다. 그러한 업그레이드가 가능하도록 항공기를 설계하고 인증하지만, 항공기의 긴 동작 수명, 기술의 빠른 발전, 및 더 나은 성능에 대한 고객의 요구 증대로 인해, 원래의 설계 기준은 때로 형편없이 보수적인 것으로 드러날 수 있다.

그 결과, 원래 설계되고 인증된 대로의 유압 회로는 항공기의 모든 가능한 동작 환경에서 액추에이터에 필요한 압력을 공급하는 것이 불가능할 수 있다.

하나의 가능한 해결책은 유압 시스템을 재설계하고 재인증하는 것이다. 그러나, 이것은 상당한 시간과 비용을 수반할 것이다.

그러므로, 업그레이드된 유압 시스템의 설계 및 인증에 수반되는 시간과 비용을 회피하면서, 항공기 유압 장비를 업그레이드하는 몇가지 방법에 대한 요구가 항공기 업계 내에서 감지된다.

본 발명의 목적은 전술한 요구 중 적어도 하나를 충족시키도록 설계된 항공기를 제공하는 것이다.

본 발명에 따르면, 하나 이상의 액추에이터를 포함하는, 하나 이상의 비행중 자세 제어 시스템; 및 상기 하나 이상의 액추에이터에 연결되고 하나 이상의 펌프를 포함하는 유압 회로를 포함하고, 상기 펌프는 상기 유압 회로의 압력이 미리 설정 가능한 임계값보다 높을 때 제1 유량을 전달하도록 구성되는, 항공기가 제공되며, 상기 항공기는, 상기 펌프가 상기 제1 유량보다 많은 제2 유량을 전달하도록 구성되는 것을 특징으로 하며, 또한

- 상기 유압 회로의 압력과 관련된 양을 검출하는 센서; 및

- 상기 센서에 의해 검출된 상기 양이 상기 임계값보다 낮은 상기 유압 회로의 압력에 대응하는 경우에 상기 펌프를 제어하여 상기 제2 유량을 전달하도록 하는, 프로그램 가능한 중앙 제어 유닛을 포함한다.

본 발명은 또한 항공기 유압 회로를 제어하는 방법에 관한 것이며, 상기 유압 회로는 하나 이상의 액추에이터에 연결되고, 상기 유압 회로의 압력이 미리 설정 가능한 임계값보다 높을 때 제1 유량을 전달하도록 구성된 하나 이상의 펌프를 포함하며,

상기 방법은,

- 상기 유압 회로의 압력과 관련된 양을 검출하는 단계; 및

- 상기 검출된 양이 상기 임계값보다 낮은 상기 유압 회로의 압력에 대응하는 경우에 상기 펌프로부터의 유량을 증가시키는 단계를 포함한다.

본 발명은 또한 항공기에 자격을 재검증(requalifying)하는 방법에 관한 것이며, 상기 항공기는

- 하나 이상의 액추에이터를 포함하는, 하나 이상의 비행중 자세 제어 시스템; 및

- 상기 하나 이상의 액추에이터에 연결된 유압 회로를 포함하고,

상기 방법은,

- 제1 유량, 및 상기 제1 유량보다 많고 상기 유압 회로의 인증 압력보다 큰 상기 유압 회로의 압력에 대응하는 제2 유량을 전달하도록 구성된 펌프에 상기 유압 회로를 연결하는 단계;

- 상기 유압 회로의 압력에 관련된 양을 검출하는 센서를 상기 유압 회로에 연결하는 단계; 및

- 상기 센서에 의해 검출된 상기 양이 미리 설정 가능한 임계값보다 낮은 상기 유압 회로의 압력에 대응하는 경우에 상기 펌프를 제어하여 제2 유량을 전달하도록, 중앙 제어 유닛을 프로그래밍하는 단계를 포함한다.

이하 첨부도면을 참조하여 본 발명의 바람직한, 비제한적인 실시예를 예로서 설명한다.

도 1은 본 발명에 따른 회로의 구성 부분의 전체 개략도이다.
도 2 내지 도 4는 도 1의 회로의 각 구성 부분의 상세도이다.

도 1에서 도면부호 1은 호버링 가능한 항공기, 즉 도시된 예에서는 헬리콥터를 나타낸다. 항공기(1)는 주 로터(2)와 꼬리 로터(3)를 포함한다. 주 로터(2)는 주 블레이드을 제어하고, 주 블레이드의 받음각을 제어하는 액추에이터 어셈블리(4)를 포함하며; 유사하게, 꼬리 로터(3)는 꼬리 블레이드의 받음각을 제어하는 액추에이터 어셈블리(5)를 포함한다. 주 로터(2) 및 꼬리 로터(3)의 블레이드의 받음각을 제어함으로써 항공기(1)의 자세를 제어한다. 액추에이터 어셈블리(4, 5)는 유압식(hydraulic)이고, 바람직하게는 다수의 선형 액추에이터(6, 7)를 각각 포함한다.

항공기(1)는 펌프(8), 및 이 펌프(8)와 액추에이터 어셈블리(4, 5) 사이의 다수의 라인(9)에 의해 형성된 유압 회로를 포함한다.

펌프(8)는 유압 회로의 압력이 미리 설정 가능한 임계값보다 높은 경우에 제1 유량을 전달하도록 구성된다.

유리하게는 펌프(8)는 제1 유량보다 많은 제2 유량을 전달하도록 구성되고, 항공기(1)는 액추에이터(6, 7)의 제어 압력과 관련된 양을 검출하는 다수의 센서(11a, 11b, 12, 13); 및 센서(11a, 11b, 12, 13)에 의해 검출된 양이 임계값보다 낮은 액추에이터(6, 7)의 제어 압력에 대응하는 경우에 펌프(8)를 제어하여 제2 유량을 전달하도록 하는 프로그램 가능한 중앙 제어 유닛(10)을 포함한다.

기존의 항공기(1)에 자격 재검증이 적용되는 경우, 펌프(8)는 유압 회로의 인증된 작동 압력(work pressure)보다 높은 최대 동작 압력(operating pressure)을 가진다. 이 작동 압력은 군용 항공기(1)에 적용되는 인증 표준 번호 MIL-P19692에서는 "정격 방출 압력"이라고 불리며, 유사한 인증 표준이 민간용 항공기(1)에도 있다.

센서(11a, 11b)는 액추에이터(6, 7)의 작동 압력을 검출하고; 부하 센서(12)는 액추에이터 어셈블리(4)에 맞춰져 있고 액추에이터(6)의 구동력을 검출하며; 부하 센서(13)는 액추에이터 어셈블리(5)에 맞춰져 있고 액추에이터(7)의 구동력을 검출한다.

부하 센서(12, 13) 및 압력 센서(11a, 11b)는 중앙 제어 유닛(10)에 연결되고 데이터를 공급한다. 펌프(8)는 가변 용량 펌프(variable-displacement pump)이며, 중앙 제어 유닛(10)에 연결되고 펌프(8)의 유량을 제어하는 제어 디바이스(14)를 포함한다. 다시 말해, 펌프(8)의 유량은 중앙 제어 유닛(10)에 의해 조정 가능하다.

유압 회로는, 항공기(1)의 조정석 내에 배치되고 중앙 제어 유닛(10)의 동작으로 테스트하도록 프로그램되며 조종사가 제어할 수 있는(pilot-controllable) 광 표시기 및/또는 음향 표시기를 가지는 인터페이스 모듈(15)을 포함한다.

도 2는 주 로터(2) 블레이드의 받음각을 제어하는 액추에이터(6)들 중 하나를 나타낸다. 부하 센서(12)는 액추에이터(6)에 의해 가해진 힘의 불규칙함을 검출하도록 공지의 블레이드 경사각 조정 기구(도시되지 않음)에 장착되고, 예컨대 선형 액추에이터(60)의 로드(16)에 맞춰져 있으며, 기록된 신호를 증폭하기 위해 브리지 회로(예컨대 휘스톤 브리지 회로) 내에 장착된 적어도 하나 이상의 스트레인 게이지 센서, 바람직하게는 다수의 스트레인 게이지 센서를 포함한다.

도 3은 펌프(8)의 동작도를 나타낸다. 펌프(8)는 축 주위를 회전하는 디스크(16) 상에서 회전하는 축 피스톤을 구비한 축 피스톤(axial-piston) 타입이며; 디스크와 피스톤은 배출 탱크(도시되지 않음)에 연결된 챔버(17) 내에 수용되어 있다. 회전식 디스크(16)는 구동 회로에 의해 동작되며, 구동 회로는 디스크에 작용하여 그 경사각을 조정하는 피스톤(18); 피스톤(18)의 반대쪽에서 작용하여 디스크(16)를 최대 전달 위치에 유지시키는 스프링(M); 전달 압력을 피스톤(18)에 전달하는 도관(19); 및 전달부(21)와 피스톤(18) 사이에서 압력을 조정하는 슬라이드 밸브(20)를 포함한다.

더욱 구체적으로는, 스프링(M)과 피스톤(18)은 디스크(16)의 회전 축에 대해 편심인 디스크(16)의 각 부분들과 함께 작용한다.

스프링(22)은 도관(19)을 폐쇄하여 피스톤(18)에의 전달 압력을 차단하는 위치에 슬라이드 밸브(20)를 유지하고, 제어 디바이스(14)에 의해 탱크 또는 전달부(21)에 연결된 챔버(23) 내에 수용되어 있다. 더욱 구체적으로, 스프링(22)과 챔버(23)는, 챔버(23)가 전달부(21)에 연결되는 경우에는 스프링(22)이 슬라이드 밸브(20)를 도관(19)을 폐쇄하는 위치에 두고, 또한 제어 디바이스(14)가 챔버(23)를 탱크에 연결하는 경우에는 전달부(21) 압력이 스프링(22)의 예압(preload)를 이기고 슬라이드 밸브(20)를 개방하여 도관(19)이 실질적으로 전달부(21)의 압력이 되도록, 구성되어 있다. 더욱 구체적으로는, 도관(19)이 전달부(21)의 압력일 때 회전식 디스크(16)의 경사각이 감소하도록, 스프링(M)은 예압되어 있다.

중앙 제어 유닛(10)은 일정한 길이, 바람직하게 30초 길이의 부스트 사이클(boost cycle)을 실행하도록 프로그램되어 있고, 그 끝 무렵에, 제어 디바이스(14)가 정상 동작 위치로 자동 전환하는 것이다.

부스트 사이클 동안에, 펌프(8)는 제2 유량을 전달한다. 부하 센서(12, 13)에 의해 불규칙적인 것이 여전히 기록되면, 부스트 사이클이 반복될 수 있고, 그래서 압력은 그 동작(manoeuvre)을 완료할 정도로 충분히 긴 시간 공급되지만, 시스템을 피크 부하 상태로 과도하게 부과하지는 않는다. 피크 부하 상태에서, 실제, 일정한 임계값을 초과해서는 안되는 더 큰 기계적 응력에 더해, 유압유(hydraulic fluid)의 과열, 그에 따라 발생하는 열응력은, 게다가 손상을 초래할 수 있다.

인터페이스 모듈(15)은 조종사가 중앙 제어 유닛(10)과는 독립하여 제어 디바이스(14)를 조작하기 위한 수동 제어부(30)를 가진다.

최대 유량 이하의 정상 동작 상태에서, 펌프(8)는 미리 설정 가능한 임계값을 넘는 제1 유량을 전달하여 항공기(1) 상의 디바이스들을 통제하는 액추에이터(6, 7)에 의해 요구된 유압(hydraulic power), 즉 유량과 압력을 계속 제공한다. 액추에이터(6, 7)의 정확한 동작은 압력 및 부하 센서(11a, 11b, 12, 13)에 의해 모니터링되므로, 유압 회로의 압력은 항상 중앙 제어 유닛(10)에 저장되어 있는 미리 설정 가능한 임계값보다 높다. 이 경우, 제어 디바이스(14)는 챔버(23)를 해방(discharge)시키고, 그래서 도관(19)는 전달부(21)의 압력이 되고, 피스톤(18)은 회전식 디스크(16)에 작용하여 스프링(M)을 압축하여 펌프(8)를 최대 유량보다 작게 설정한다. 예컨대 유압 회로에 연결된 액추에이터 어셈블리(4, 5)가 특별히 복잡한 동작을 수행하기 위하여 동시에 동작되기 때문에, 액추에이터 어셈블리(4, 5)에 의해 예외적으로 하이 파워가 요구되는 경우에는, 유압 회로 압력은 임계값 아래로 떨어지고 액추에이터(6, 7)의 올바른 동작을 보증할 수 있을 정도로 높지 않을 수 있다. 이 압력 저하는 유압 회로를 따라 압력 센서(11a, 11b)에 의해 검출되고 액추에이터(6, 7) 상의 부하 센서(12, 13)에 의해 훨씬 더 용이하게 검출된다.

중앙 제어 유닛(10)이 부하 센서(12, 13)로부터 이상 신호(anomalous signal)을 수신하면, 제어 디바이스(14)는 챔버(23)를 전달부(21) 압력에 연결하도록 스위칭하고, 도관(19)은 해방된다. 따라서 피스톤(18)에 가해진 압력이 감소되고(depressurize), 스프링(M)이 회전식 디스크(16)를 최대 경사 위치, 즉 최대 유량 위치로 이동시켜, 이 동작에 관련된 모든 유압 디바이스를 동작시키기 위해 필요한 유압을 제공하도록 유압 회로 압력을 증가시킨다.

본 발명의 이점은 다음과 같다.

센서(11a, 11b, 12, 13)가 유압 회로 압력이 임계값 아래로 떨어진 것을 검출했을 때, 예컨대 복장한 동작의 경우에, 중앙 제어 유닛(10)은 제2 유량을 전달하도록 펌프(8)를 제어하여 유압 회로 압력을 임계값 위로 복원한다.

이렇게 함으로써, 예를 들면, 항공기(1)의 완전한 제어를 유지하면서 복잡한 동작을 수행하는 것이 가능하다.

센서(11a, 11b, 12, 13)를 사용함으로써, 액추에이터(6, 7)의 부족한 동작력을 즉시 검출할 수 있어, 극한 상황에서도 항공기를 항상 제어할 수 있다.

펌프(8)의 최대 용량, 측 최대 유량은 스프링(M)의 예압이 피스톤(18)의 부하를 초과할 때 실현되므로, 최대 유량 구성(configuration)으로의 스위칭에 대한 응답 시간을 감소시킨다.

펌프(8)가 유압 회로 압력의 증가에 대응하는 제2 유량을 전달한다는 것은 일정한 기간 동안 회로 구성요소를 혹사시키는 것을 방지하고, 또한 펌프(8)와 중앙 제어 유닛(10)이 운영하는 항공기의 자격 재검증의 일부로서 장착되는 경우, 유압 회로의 재인증(recertification)을 철회하는 NAB(National Aviation Board) 규정 충족에 기여하는 요인이기도 한다. 후자의 경우에, 펌프(8)의 최대 압력은 작동 압력과 유압 회로가 인증받은 최대 압력 사이 이어야 한다.

이 경우에, 항공기(1)의 중앙 제어 유닛(10)은 펌프(8)만을 부스트 동작(boost-operate) 시키도록, 즉, 긴급 상황 시에 제한된 시간 동안, 제어 디바이스(14)가 챔버(23)를 해방시킬 경우에, 다시 프로그램될 수 있어, 유압 회로의 재인증은 더 이상 불필요한 한편, 업그레이드된 장치를 회로에 연결하는 것도 여전히 가능하게 한다.

명백히, 첨부한 특허청구범위로 한정되는 보호범위를 벗어나지 않으면서 본 명세서에 설명하고 도시된 바와 같은 항공기(1)에 대해 변경을 가할 수 있다.

특히, 동일한 원리는, 유압 회로가 플랩(flap) 및/또는 꼬리 러더(rudder)과 같은 비행중 자세 제어 시스템의 액추에이터에 연결되어 있는, 날개가 고정된(fixed-wing) 항공기에도 적용된다.

항공기(1)는 전환식 비행기일 수도 있다.

Claims (15)

1. 항공기(1)로서,
   하나 이상의 액추에이터(6, 7)를 포함하는 하나 이상의 비행중 자세 제어 시스템(4, 5); 및
   상기 하나 이상의 액추에이터(6, 7)에 연결되어 있고, 하나 이상의 펌프(8)를 포함하는 유압 회로
   를 포함하고,
   상기 펌프(8)는 상기 유압 회로의 압력이 미리 설정 가능한 임계값보다 높을 때 제1 유량을 전달하도록 구성되고,
   상기 펌프(8)는 상기 제1 유량보다 많은 제2 유량을 전달하도록 구성되고, 상기 제2 유량은 상기 유압 회로의 인증 압력(certification pressure)보다 큰 유압 회로의 압력을 제공하고,
   상기 항공기(1)는,
   상기 유압 회로의 압력의 크기를 검출하기 위한 센서(11a, 11b, 12, 13); 및
   상기 센서(11a, 11b, 12, 13)에 의해 검출된 압력의 크기가 상기 임계값보다 낮은 유압 회로의 압력에 해당하는 경우, 상기 펌프(8)를 제어하여 상기 제2 유량을 전달하도록 하는, 프로그램 가능한 중앙 제어 유닛(10)
   을 더 포함하고,
   상기 중앙 제어 유닛(10)은 상기 펌프(8)를 제어하여 상기 액추에이터에 의한 이례적인 파워 요구가 있는 경우 부스트 사이클 동안 미리 정해진 기간에 상기 제2 유량을 전달하도록 구성되고,
   상기 중앙 제어 유닛(10)은 상기 부스트 사이클의 종료시 상기 펌프를 상기 제1 유량으로 자동 전환시키도록 구성되고,
   상기 펌프(8)는 가변 용량 펌프이고 전달부(21)를 가지며,
   상기 펌프(8)는 축방향 피스톤 펌프이고, 상기 펌프(8)는,
   축 주위로 기울어지는 디스크(16);
   제1 스프링(M); 및
   상기 디스크(16)의 경사 각도에 대해 편심되어 상기 디스크(16)와 협력하는 유압 피스톤(18)을 포함하고,
   상기 유압 피스톤(18)은 상기 제1 스프링(M)에 대해 대항하도록 작동하여 상기 축에 대한 상기 디스크(16)의 경사를 제어하고,
   상기 펌프(8)는 상기 디스크(16)에 의해 작동되는 구동 회로를 포함하고, 상기 구동 회로는 상기 유압 피스톤(18), 상기 제1 스프링(M), 상기 유압 피스톤(18)에 압력을 전달하기 위한 도관(19), 및 상기 전달부(21)와 상기 유압 피스톤(18) 사이의 압력을 조절하고 챔버(23) 내부에 수용되는 슬라이드 밸브(20)를 포함하고,
   상기 펌프(8)는 상기 챔버(23)를 탱크 또는 상기 전달부(21)에 연결하는 제어 디바이스(14)를 포함하고,
   상기 챔버(23)가 상기 전달부(21)에 연결되면 제2 스프링(22)이 상기 도관(19)을 폐쇄하도록 상기 슬라이드 밸브(20)를 위치시키고, 상기 제어 디바이스(14)가 상기 챔버(23)를 상기 탱크에 연결시키면 상기 전달부(21)의 압력은 상기 제2 스프링(22)의 예압을 극복하여 상기 슬라이드 밸브(20)를 개방함으로써, 상기 도관(19)이 상기 전달부(21)의 압력에 있게 되고,
   상기 제어 디바이스(14)는 정상 작동 조건에서 상기 챔버(23)를 상기 탱크에 연결하도록 상기 중앙 제어 유닛(10)에 의해 제어됨으로써, 상기 도관(19)은 상기 전달부(21)의 압력에 있게 되고, 상기 유압 피스톤(18)은 상기 디스크(16)에 작용하여 상기 제1 스프링(M)을 압축하고, 상기 챔버(23)가 상기 탱크에 연결되면 상기 펌프(8)를 상기 제1 유량으로 설정하고,
   상기 센서(11a, 11b, 12, 13)가 상기 유압 회로의 압력 강하를 검출하면, 상기 중앙 제어 유닛(10)은 상기 챔버(23)를 상기 전달부(21)에 연결하고, 상기 도관(19)을 해방하며, 상기 제1 스프링(M)이 상기 디스크(16)를 최대 경사 위치로 이동시키도록 상기 제어 디바이스(14)를 전환하는, 항공기.
2. 제1항에 있어서,
   상기 센서(12, 13)는 상기 액추에이터(6, 7)에 대한 부하를 결정하기 위한 상기 액추에이터(6, 7)에 연결된 부하 센서인, 항공기.
3. 제2항에 있어서,
   상기 센서(12, 13)는 스트레인 게이지 센서를 포함하는, 항공기.
4. 제1항에 있어서,
   상기 센서(11a, 11b)는 상기 유압 회로의 압력을 결정하기 위한 센서인, 항공기.
5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 항공기는 조종사 제어 인터페이스(15)를 더 포함하고,
   상기 조종사 제어 인터페이스(15)는 상기 제2 유량을 전달하도록 상기 펌프(8)를 제어하는 조종사 조작 제어부(30)를 가지는, 항공기.
6. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 항공기는 주 로터(2) 및/또는 꼬리 로터(3)를 포함하는 헬리콥터이고;
   상기 비행중 자세 제어 시스템(4, 5)은 주 로터(2) 및/또는 꼬리 로터(3)의 블레이드 받음각을 제어하기 위한 어셈블리를 포함하는, 항공기.
7. 제1항에 있어서,
   상기 제1 스프링(M) 및 상기 유압 피스톤(18)은, 상기 펌프(8)가 상기 제2 유량을 전달하는 경우에 상기 제1 스프링(M)의 부하가 상기 유압 피스톤(18)의 부하보다 크도록 구성되는, 항공기.
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