KR101818436B1

KR101818436B1 - 항공기 이륙 중량 계산 방법 및 시스템

Info

Publication number: KR101818436B1
Application number: KR1020110127695A
Authority: KR
Inventors: 시로 만친; 로산나 몰리나로
Original assignee: 아구스타웨스트랜드 에스.피.에이.
Priority date: 2010-12-01
Filing date: 2011-12-01
Publication date: 2018-01-15
Also published as: EP2461142A1; RU2593174C2; JP2012116471A; EP2461142B1; KR20120060760A; JP5960419B2; RU2011148891A; CN102556362A; US20120143485A1; CN102556362B; US8666698B2

Abstract

본 발명은 항공기(1)가 일정한 고도에서 수평 비행 상태에 있는 적어도 제1 순간과 제2 순간(t1, t2, t3,..., ti,..., tn)에 항공기(1)의 이륙 중량에 연관된 제1 양의 제1 및 제2 값(W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn))을 기록하는 단계; 및 제1 및 제2 값(W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn))에 기초하여 항공기(1)의 이륙 중량(EIW)을 계산하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기(1)의 이륙 중량(EIW)을 계산하는 방법을 제공한다.

Description

항공기 이륙 중량 계산 방법 및 시스템{AIRCRAFT TAKEOFF WEIGHT CALCULATING METHOD AND SYSTEM}

본 발명은 항공기 이륙 중량 계산 방법 및 시스템에 관한 것이다.

항공기 부품들은 일반적으로 각각의 가용 수명(working life) 동안 피로 손상을 겪게 된다.

심각한 피로 손상을 겪는 부품들은 소정의 시간 동안 수행되는 소정의 비행 기동(flight manoeuvres)에 대응하는 하중 스펙트럼을 사용하여 설계된다.

다시 말하면, 가장 큰 피로 손상을 겪는 부품들은, 하중 스펙트럼에 기초하여 피로 설계(fatigue-designed)되며, 소정의 피로 수명을 갖고 있다.

당업계에서는, 피로 수명에 대하여 설계된 항공기 부품들에 있어서 그 피로 수명에 대한 잔여 가용 수명을 안전하게 결정하도록, 항공기 부품들의 사용 중 실제 피로를 결정할 필요가 있다.

항공기 부품들의 실제 피로를 계산하기 위한 주요 파라미터들 중 하나는 항공기의 이륙 중량이다.

이륙 중량으로부터, 다양한 비행 상태에서의 중량을 계산할 수 있고, 이에 따라 부품 피로 손상에 영향을 미치는 비행자세가 결정된다.

항공기의 이륙 중량은 일반적으로 유료 하중(payload), 연료 및 승무원의 중량을 항공기의 무하중 중량에 더함으로써 계산된다.

당업계에서는, 항공기 부품들의 실제 피로를 더욱 정밀하게 결정하도록 항공기의 이륙 중량을 계산하는 더욱 정밀한 방식이 필요하다.

본 발명의 목적은 청구항 제1항에서 청구된 바와 같이, 항공기의 이륙 중량을 계산하는 방법을 제공하는 것이다.

본 발명의 다른 목적은 청구항 제9항에서 청구된 바와 같이, 항공기의 이륙 중량을 계산하기 위한 시스템을 제공하는 것이다.

도 1은 본 발명에 따른 이륙 중량 계산 시스템을 포함하며 본 발명에 따른 이륙 중량 계산 방법을 구현하는 항공기, 특히, 헬리콥터를 도시한다.
도 2는 도 1의 시스템에서 사용되는 특성 곡선을 도시한다.
도 3은 도 2의 특성 곡선의 보간(interpolation)을 도시한다.

본 발명의 비제한적인 바람직한 실시예를 예로 들어 첨부 도면을 참조하여 설명한다.

도 1의 참조번호(1)는, 항공기, 즉, 도시한 예에서의 헬리콥터를 나타낸다.

헬리콥터(1)는, 노즈(5)를 갖는 동체(2), 두 개의 엔진(6)(도 1에서는 개략적으로만 도시되어 있음), 및 헬리콥터(1)에 양력과 추력을 가하는 데 필요한 양력과 추력을 생성하도록 동체(2)의 상부에 끼워진 메인 로터(3)를 포함한다.

도 1의 참조번호(10)는 헬리콥터(1)의 이륙 중량을 계산하기 위한 시스템을 나타낸다.

시스템(10)은, 바람직하게, 헬리콥터(1)가 수평 비행 상태에 있는 다수의 대응하는 순간인 t1, t2, t3,..., ti,..., tn에서 헬리콥터(1)의 중량에 연관된 값인 W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn)을 기록하기 위한 기록 스테이지(20); 및

값 W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn)에 기초하여 헬리콥터(1)의 이륙 중량(EIW)을 계산하기 위한 계산 스테이지(25)를 포함한다.

이하의 설명에서, 수평 비행은 헬리콥터가 대략 일정한 고도 및 속도로 비행하고 있거나 제자리 비행(hovering)하고 있는 상태를 의미하려는 것이다.

시스템(10)은, 또한, 바람직하게, 헬리콥터(1)의, 롤링 각, 피칭 각, 롤링 각 미분계수, 진대기 속도(true airspeed), 하중 인자, 레이더 측정 고도, 수직 속도, 헬리콥터 전방 가속, 랜딩기어 온 그라운드(landing-gear-on-ground) 표시, 엔진(6)의 힘과 속도, 메인 로터(3)의 회전 속도, 기압계 측정 기압 고도 등의 비행 파라미터들을 획득하기 위한 획득 스테이지(30); 및

획득한 비행 파라미터들에 기초하여 헬리콥터(1)가 안정적인 수평 비행 상태에 있는지 여부를 결정하는 비행 상태 인식 스테이지(35)를 포함한다.

획득 스테이지(30)는 예를 들어 3Hz인 소정의 주파수에서 비행 파라미터들을 획득하도록 설계된다.

비행 상태 인식 스테이지(35)는, 획득 스테이지(30)에 의해 획득되는 비행 파라미터들을 분석하고, 획득 스테이지(30)에 의해 획득되는 비행 파라미터들 중 일부가 소정의 시간 간격보다 긴 기간 동안 각각의 임계값 미만으로 유지되는 경우 헬리콥터(1)의 안정적인 수평 비행을 결정하도록 설계된다.

설명하는 실시예에 있어서, 비행 상태 인식 스테이지(35)는, 적어도 시간 간격 △t 동안,

롤링 각이 예를 들어 10도의 임계값 미만일 때;

피칭 각이 예를 들어 10도의 임계값 미만일 때;

수직 속도가 예를 들어 분당 50피트의 임계값 미만일 때;

레이더 측정 고도가 예를 들어 5피트의 하한 임계값과 100피트의 상한 임계값 사이에 있을 때;

헬리콥터(1)의 진대기 속도가 10노트 미만일 때;

헬리콥터(1)의 안정적인 제자리 비행을 결정하도록 설계된다.

설명하는 예에 있어서, 시간 간격 △t는 적어도 3초이다.

기록 스테이지(20)는, 헬리콥터(1)가 서로 다르거나 동일한 고도 h(t1), h(t2), h(t3),..., h(ti),..., h(tn) 각각에서 안정적인 제자리 비행 상태에 있는 때인 다수의 순간 t1, t2, t3,..., ti,..., tn에서의 값들 W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn)을 기록하도록 설계된다.

더욱 구체적으로, 기록 스테이지(20)는, 획득 스테이지(30)에 의해 획득된 파라미터들을 수신하고; 인식 스테이지(35)가 헬리콥터(1)의 안정적인 제자리 비행 상태를 결정하면, 헬리콥터(1)의 중량에 연관된 값들 W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn)을 기록하고; 그리고 각 순간 t1, t2, t3,..., ti,..., tn에서 기록된 값들 W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn)을 계산 스테이지(25)에 전송하도록 설계된다.

기록 스테이지(20)는,

순간 ti와 고도 h(ti)에서 탑재형 계기(on-board instrument)에 의해 기록된 기압 고도 및 대기 온도인 PALT(ti)와 TOUT(ti);

순간 ti와 고도 h(ti)에서 엔진(6)의 속도에 비례하는 인자 n(ti);

순간 ti와 고도 h(ti)에서 엔진(6)에 의해 생성되는 힘 Power(ti); 및

기록 스테이지(20)에 저장된 다수의 성능 곡선 100, 101, 102, 103, 104 (도 2와 도 3)에 기초하여, 각각의 안정적인 제자리 비행 상태에 대한 값들 W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn)을 기록하도록 설계된다.

더욱 구체적으로, 기록 스테이지(20)는, 각각의 안정적인 제자리 비행 상태에 대하여, 순간 ti와 고도 h(ti)에서

와

인 제i 파라미터들을 기록한다.

여기서, T ₀ = 288.15[K]는 해수면에서의 표준 온도이고,

P ₀ 은 해수면에서의 표준 기압이고,

,

이고,

R은 이상적인 일반 가스 상수이고,

g는 중력 가속도이다.

기록 스테이지(20)는, 또한, 파라미터들 δ(ti)와 ψ(ti)에 기초하여, 순간 ti와 고도 h(ti)에서

인 파라미터 σ(ti)를 기록한다.

여기서, ρ₀는 해수면에서의 표준 밀도이다.

성능 곡선 100, 101, 102, 103, 104 (도 2와 도 3)에서,

Y축은 순간 ti와 고도 h(ti에서의

인 파라미터를 나타내고;

X축은 순간 ti와 고도 h(ti)에서의

인 파라미터를 나타내고,

여기서 Weight(ti)는, 성능 곡선 100, 101, 102, 103, 104로부터 얻어지는, 순간 ti에서의 헬리콥터(1)의 중량이다.

성능 곡선 100, 101, 102, 103, 104는 제자리 비행 고도 h(ti)의 증가에 따라 도시되어 있다. 다시 말하면, 성능 곡선 1OO(101, 102, 103)은 성능 곡선 101(102, 103, 104)보다 낮은 제자리 비행 고도 h(i)에 대하여 도시되어 있다.

기록 스테이지(20)는, 성능 곡선 106의 고도가 성능 곡선 100, 101, 102, 103이 그려져 있는 어떠한 고도와도 일치하지 않는 경우, 고도 h(ti)에서 성능 곡선 106(도 3)을 보간하도록 설계된다. 도 3에서, 성능 곡선 106은 성능 곡선들 100과 101의 고도 사이에 있는 고도 h(ti)에서 보간된다.

기록 스테이지(20)는

식에 따라 각각의 순간 ti에서 각각의 값 W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn)을 계산하도록 설계된다.

여기서, 정정 값 C(t1), C(t2),..., C(ti),..., C(tn)은,

순간 t0, t1,..., ti,..., tn까지 연비에 연관된 각각의 제1 가수; 및

중량의 변화, 예를 들면 헬리콥터(1)에 대한 화물 선적과 하적으로 인한 결과로서 변화에 연관된 승무원 입력값인 각각의 제2 가수의 합이다.

계산 스테이지(25)는

식에 따라 헬리콥터(1)의 이륙 중량(EIW)을 계산하도록 설계된다.

여기서, Δ는 헬리콥터(1)의 계산된 이륙 중량(EIW)에 가산된 안전 값이다.

다시 말하면, 계산 스테이지(25)는 헬리콥터의 이륙 중량(EIW)을 값들(W(ti))의 산술 평균과 안전 값 Δ의 합으로서 계산하도록 설계된다.

기록 스테이지(20)는 바람직하게 소정의 순간 ti+1에서

인 경우 오동작을 결정하도록 설계된다.

다시 말하면, 계산 스테이지(25)는 순간 ti와 ti+1에서 기록된 두 개의 연속 값 W(ti), W(ti+1) 간의 차가 안전 값 Δ를 초과할 때 오동작을 결정하도록 설계된다.

어느 경우든, 계산 스테이지(25)는 오동작 신호를 시스템(10)의 유지보수 유닛에 전송하고, 및/또는 이륙 중량(EIW) 계산에서 값들 W(ti+1, ti+2,...)을 삭제한다.

기록 스테이지(20), 계산 스테이지(25) 및 인식 스테이지(35)는 바람직하게 지상국(19)에 배치되고, 획득 스테이지(30)는 헬리콥터(1)에 배치된다.

획득 스테이지(30)에 의해 획득된 비행 파라미터들은, 예를 들어, 데이터 전달 카세트에 의해 계산 스테이지(25)에 다운로드된다.

기록 스테이지(20), 계산 스테이지(25), 획득 스테이지(30), 및 인식 스테이지(35)는 시스템(10) 상에 로딩되어 실행되는 소프트웨어에 의해 제어된다.

실제 사용시, 비행 파라미터들은, 소정의 샘플링 주파수에서 획득 스테이지(30)에 의해 획득되고, 헬리콥터(1)가 제자리 비행 상태에 있는지를 결정하는 지상 기반 인식 스테이지(35)에 다운로드된다.

더욱 구체적으로, 인식 스테이지(35)는, 적어도 전체 간격 델타에서,

롤링 각이 예를 들어 10도의 임계값 미만일 때;

피칭 각이 예를 들어 10도의 임계값 미만일 때;

수직 속도가 예를 들어 분당 50피트의 임계값 미만일 때;

헬리콥터(1)의 진대기 속도가 10노트 미만일 때, 헬리콥터(1)의 안정적인 제자리 비행 상태를 결정한다.

인식 스테이지(35)가 안정적인 제자리 비행 상태를 결정하는 각각의 순간 ti와 고도 h(ti)에서, 기록 스테이지(20)는 헬리콥터(1)의 중량 값 W(ti)을 기록한다.

더욱 구체적으로, 순간 ti과 고도 h(ti)에서의 기압 고도 PALT(ti)와 온도 TOUT(ti)의 제i 값들에 기초하여, 기록 스테이지(20)는,

와

인 파라미터들을 기록한다.

다음으로, 기록 스테이지(20)는

인 파라미터를 기록한다.

이때, 소정의 파라미터 σ(ti), n(ti), 힘 도출 값(power draw value; Power(ti)), 고도(h(ti), 중량 값 Weight(ti)은 도 2와 도 3의 성능 곡선 100, 101, 102, 103, 104로부터 얻을 수 있다.

기록 스테이지(20)는,

식에 따라 순간 ti-1과 t 사이의 연비에 연관된 정정 값들 C(ti), 및 화물 선적/하적 동작을 적용함으로써 Weight(ti) 값을 정정한다.

고도 h(ti)와 순간 ti에 연관된 값 W(ti)은 계산 스테이지(25)에 전송된다.

따라서, 계산 스테이지(25)는, 각각의 순간 t1, t2, t3,..., ti,..., tn과 각각의 고도 h(t1), h(t2), h(t3),..., h(ti),..., h(tn)에서 기록된 중량 값들에 연관된 다수의 값 W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn)을 수신한다.

계산 스테이지(25)는 안전 값 Δ를 고려하여 헬리콥터(1)의 이륙 중량(EIW)을 계산한다. 더욱 구체적으로, 이륙 중량(EIW)은

식에 따라 계산된다.

계산 스테이지(25)는, 순간 t(i+1)에서

인 경우, 시스템(10)의 오동작을 나타내는 신호를 생성한다.

어느 경우든, 계산 스테이지(25)는, 헬리콥터(1)의 이륙 중량(EIW) 계산시 값 W(ti+2), W(ti+3),..., W(tn)을 고려하지 않는다.

본 발명에 따른 방법과 시스템(10)의 장점은 위 설명으로부터 명백할 것이다.

특히, 본 발명에 따른 방법과 시스템(10)은 헬리콥터(1)의 동작 동안 헬리콥터(1)의 이륙 중량(EIW)을 계산할 수 있다.

따라서, 이륙 중량(EIW)을, 특히, 헬리콥터(1)에 의해 실제로 행해지는 비행 동작을 상당히 표시하는 것과 함께 효과적으로 사용할 수 있으며, 이에 따라 실제 피로를 평가할 수 있고, 따라서 헬리콥터(1)의 가장 중요한 부품들의 실제 잔여 가용 수명가용 수명 수 있다.

또한, 본 발명에 따른 방법과 시스템(10)은 탑재형 하중 센서를 필요로 하지 않고 헬리콥터(10의 실제 이륙 중량을 용이하게 측정한다.

마지막으로, 다른 중요한 사항은, 안정적인 제자리 비행 모드에서, 비행을 위해 필요한 힘 Power ( ti )이 실질적으로 헬리콥터(1)의 중량에 양력을 가하는 데 사용된다는 점이다.

따라서, 성능 곡선 100, 101, 102, 103, 104는 그리기 쉽고, 일반적으로 헬리콥터(10)의 조작 매뉴얼에 도시되어 있다.

높이 h(ti)에서 그리고 안정적인 제자리 비행 모드에서 그려진 힘 Power ( ti )의 측정값을 사용함으로써, 본 발명에 따른 방법은 성능 곡선 100, 101, 102, 103, 104를 사용하여 매우 용이하게 구현될 수 있다.

그러나, 본 발명의 범위를 벗어나지 않고 본 명세서에서 설명한 바와 같은 방법 및 시스템(10)을 변경할 수 있다는 점은 명백하다.

마지막으로, 항공기는 전환식 항공기(convertiplane)일 수 있다.

1: 헬리콥터
2: 동체
3: 메인 로터
10: 시스템
19: 지상국

Claims

제자리 비행(hovering)이 가능한 항공기(1)의 이륙 중량(takeoff weight; EIW)을 계산하는 방법에 있어서,
상기 항공기(1)가 안정적인 제자리 비행 상태에 있는 적어도 하나의 제1 순간과 제2 순간(t1, t2, t3,..., ti,..., tn)에서 상기 항공기의 상기 이륙 중량에 연관된 제1 양의 적어도 하나의 제1 값 및 하나의 제2 값(W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn))을 기록하는 단계; 및
상기 제1 및 제2 값(W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn))에 기초하여, 상기 항공기(1)의 상기 이륙 중량(EIW)을 계산하는 단계를 포함하고,
상기 기록하는 단계는,
상기 제1 및 제2 순간(t1, t2, t3,..., ti,..., tn)에서, 필요한 제자리 비행력(Power(t1), Power(t2), Power(t3),..., Power(ti),..., Power(tn))을 기록하는 단계;
상기 제1 및 제2 순간(t1, t2,..., ti,..., tn)에서, 비행 고도(h1, h2,..., h(i),..., h(n))에서의 기압에 연관된 제2 양의 제3 값(PALT(t1), PALT(t2),..., PALT(ti),..., PALT(tn))을 획득하는 단계;
상기 제1 및 제2 순간(t1, t2,..., ti,..., tn)에서, 상기 비행 고도(h1, h2,..., h(i),..., h(n))에서의 온도에 연관된 제3 양의 제4 값(TOUT(t1), TOUT(t2),..., TOUT(ti),..., TOUT(tn))을 획득하는 단계;
상기 제1 및 제2 순간(t1, t2,..., ti,..., tn)에서, 상기 항공기(1)의 엔진(6)의 속도에 연관된 제4 양의 제5 값(n(t1), n(t2),..., n(ti),..., n(tn))을 획득하는 단계;
상기 제3 값(PALT(t1), PALT(t2),..., PALT(ti),..., PALT(tn)), 상기 제4 값(TOUT(t1), TOUT(t2),..., TOUT(ti),..., TOUT(tn)) 및 제5 값(n(t1), n(t2),..., n(ti),..., n(tn))에 기초하여, 상기 제1 및 제2 순간(t1, t2,..., ti,..., tn)에서 상기 비행 고도(h1, h2,..., h(i),..., h(n))에서의 상대 밀도에 연관된 제5 양의 제6 값(σ(t1), σ(t2),..., σ(ti),..., σ(tn))을 계산하는 단계; 및
제자리 비행 성능 곡선(100, 101, 102, 103)을 사용하여, 상기 제1 및 제2 순간(t1, t2,..., ti,..., tn)에서 상기 항공기(1)의 총중량(Weight(t1), Weight(t2), Weight(t3),..., Weight(ti),..., Weight(tn))의 제7 및 제8 값을 계산하는 단계를 포함하고,
상기 성능 곡선(100, 101, 102, 103)은 상기 필요한 제자리 비행력(Power(t1), Power(t2), Power(t3),..., Power(ti),..., Power(tn))에 연관된 제1 파라미터의 패턴을, 상기 항공기(1)의 상기 총중량(Weight(t1), Weight(t2), Weight(t3),..., Weight(ti),..., Weight(tn))에 연관된 제2 파라미터의 함수로서 나타내고,
상기 제1 파라미터는
이고, 여기서, σ(ti)는 상기 제6 값이고, n(ti)는 상기 제5 값이고,
상기 제2 파라미터는
이고,
상기 기록하는 단계는,
식에 따라, 제1 및 제2 정정 값(C(t1), C(t2), C(t3),..., C(ti),..., C(tn))을 사용하여, 상기 제1 및 제2 순간(t1, t2,..., ti,..., tn)에서의 상기 총중량(Weight(t1), Weight(t2), Weight(t3),..., Weight(ti),..., Weight(tn))의 제7 및 제8 값을 정정하는 단계를 더 포함하고, 여기서 W(t1), W(t2), .. W(ti),.., W(tn)는 상기 제1 및 제2 값이고,
상기 제1 및 제2 정정 값(C(t1), C(t2), C(t3),..., C(ti),..., C(tn))은, 상기 제1 및 제2 순간(t1, t2, t3, ..., ti, ..., tn)까지 상기 항공기의 연비에 연관된 적어도 하나의 제1 가수(addend)를 포함하고,
다수의 비행 파라미터를 획득하는 단계;
상기 비행 파라미터들에 기초하여 상기 항공기(1)의 안정적인 수평 비행 상태를 식별하는 단계; 및
상기 항공기(1)가 안정적인 수평 비행 상태에 있는 경우 상기 기록하는 단계를 실행하는 단계를 더 포함하며,
상기 계산하는 단계는
식에 따라, 상기 이륙 중량(EIW)을 계산하는 단계를 더 포함하고, 여기서, Δ는 안전 값이며,
상기 모든 단계는 항공기 내 제어장치에서 수행되는 것을 특징으로 하는 항공기의 이륙 중량 계산 방법.
제1항에 있어서,
상기 기록하는 단계는,
제1 고도(h(t1))에서의 상기 제1 양의 상기 제1 값(W(t1))을 기록하는 단계; 및
상기 제1 고도(h(t1))와는 다른 제2 고도(h(t2))에서 상기 제1 양의 상기 제2 값(W(t2))을 기록하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 이륙 중량 계산 방법.
제2항에 있어서,
상기 다수의 비행 파라미터는, 상기 항공기(1)의, 롤링 각, 피칭 각, 수직 속도, 레이더 측정 고도 및 진대기 속도를 포함하고,
상기 식별하는 단계는, 적어도 소정의 시간 간격(Δt) 동안,
상기 롤링 각이 각각의 임계값 미만;
상기 피칭 각이 각각의 임계값 미만;
상기 수직 속도가 각각의 임계값 미만;
상기 레이더 측정 고도가 각각의 임계값들 사이에 있음; 그리고
상기 진대기 속도가 각각의 임계값 미만인지를 결정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 이륙 중량 계산 방법.
제2항에 있어서,
획득한 상기 비행 파라미터들을 지상국(19)에 다운로드하는 단계를 포함하고,
상기 식별하는 단계, 상기 기록하는 단계, 및 상기 계산하는 단계 중 적어도 하나는 상기 지상국(19)에서 수행되는 것을 특징으로 하는 항공기의 이륙 중량 계산 방법.
제1항에 있어서,
상기 제1 정정 값(C(t1), C(t2), C(t3),..., C(ti),..., C(tn))은, 상기 항공기(1)에 탑승한 사용자에 의해 입력되며 상기 연비와는 독립적인 중량 변화에 연관된 제2 가수를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 이륙 중량 계산 방법.
제1항에 있어서,
상기 기록하는 단계는, 연속되는 상기 제1 및 제2 순간(ti, ti+1)의 각각에서 기록된 상기 제1 및 제2 값(W(ti), W(ti+1),...,) 간의 차가 추가 임계값(Δ)을 초과할 때, 오동작 신호를 생성하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 이륙 중량 계산 방법.
제어부 상으로 로딩될 수 있으며, 실행시, 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 기재된 방법의 단계들을 구현하도록 설계된 소프트웨어가 기록된, 저장 매체.
제자리 비행이 가능한 항공기(1)의 이륙 중량(EIW)을 계산하기 위한 시스템(10)에 있어서,
상기 항공기(1)가 안정적인 제자리 비행 상태에 있는 적어도 하나의 제1 순간과 제2 순간(t1, t2, t3,..., ti,..., tn)에서 상기 항공기의 상기 이륙 중량에 연관된 양의 적어도 하나의 제1 및 제2 값(W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn))을 기록하기 위한 기록 스테이지(20); 및
상기 제1 및 제2 값(W(t1), W(t2), W(t3),..., W(ti),..., W(tn))에 기초하여 상기 항공기(1)의 상기 이륙 중량(EIW)을 계산하기 위한 계산 스테이지(25)를 포함하고,
상기 기록 스테이지(20)는,
상기 제1 및 제2 순간(t1, t2,..., ti,..., tn)의 필요한 제자리 비행력(Power(t1), Power(t2), Power(t3),..., Power(ti),..., Power(tn));
상기 제1 및 제2 순간(t1, t2,..., ti,..., tn)의 비행 고도(h1, h2,..., h(i),..., h(n))에서의 기압에 연관된 제2 양의 제3 값(PALT(t1), PALT(t2),..., PALT(ti),..., PALT(tn));
상기 제1 및 제2 순간(t1, t2,..., ti,..., tn)의 상기 비행 고도(h1, h2,..., h(i),..., h(n))에서의 온도에 연관된 제3 양의 제4 값(TOUT(t1), TOUT(t2),..., TOUT(ti),..., TOUT(tn));
상기 제1 및 제2 순간(t1, t2,..., ti,..., tn)의 상기 항공기(1)의 엔진(6)의 속도에 연관된 제4 양의 제5 값(n(t1), n(t2),..., n(ti),..., n(tn)); 및
상기 필요한 제자리 비행력(Power(t1), Power(t2), Power(t3),..., Power(ti),..., Power(tn))에 연관된 제1 파라미터의 패턴을, 항공기(1)의 총중량(Weight(t1), Weight(t2), Weight(t3),..., Weight(ti),..., Weight(tn))에 연관된 제2 파라미터의 함수로서 나타내는 다수의 성능 곡선(100, 101, 102, 103)에 기초하여,
총중량(Weight(t1), Weight(t2), Weight(t3),..., Weight(ti),..., Weight(tn))의 제1 및 제2 값을 기록하도록 설계되고,
상기 제1 파라미터는
이고, 여기서, σ(ti)는 제6값이고, n(ti)는 상기 제5 값이고,
상기 제2 파라미터는
이고,
상기 기록 스테이지(20)는,
식에 따라, 제1 및 제2 정정 값(C(t1), C(t2), C(t3),..., C(ti),..., C(tn))을 사용하여, 상기 제1 및 제2 순간(t1, t2,..., ti,..., tn)에서의 상기 총중량(Weight(t1), Weight(t2), Weight(t3),..., Weight(ti),..., Weight(tn))의 상기 제1 및 제2 값을 정정하도록 설계되고, 여기서 W(t1), W(t2), .. W(ti),.., W(tn)는 상기 제1 및 제2 값이고,
상기 제1 및 제2 정정 값(C(t1), C(t2), C(t3),..., C(ti),..., C(tn))은, 상기 제1 및 제2 순간(t1, t2, t3,..., ti,..., tn)까지 상기 항공기의 연비에 연관된 적어도 하나의 제1 가수를 포함하고,
상기 시스템(10)은 상기 항공기(1)의 비행 파라미터들을 획득하기 위한 획득 스테이지(30) 및 획득한 상기 비행 파라미터들에 기초하여 상기 항공기(1)가 안정적인 제자리 상태에 있는지 여부를 결정하도록 설계된 비행 상태 인식 스테이지(35)를 더 포함하고, 상기 계산 스테이지(25)는 또한 상기 비행 파라미터들에 기초하여 상기 이륙 중량(EIW)을 계산하도록 설계되며,
상기 계산 스테이지(25)는
식에 따라 상기 이륙 중량(EIW)을 계산하도록 설계되고, 여기서, Δ는 안전 값인 것을 특징으로 하는 항공기의 이륙 중량 계산 시스템.
제8항에 있어서,
상기 계산 스테이지(25) 및/또는 상기 기록 스테이지(20)는 지상에 있는 것을 특징으로 하는 항공기의 이륙 중량 계산 시스템.
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