KR102587443B1

KR102587443B1 - 발포 진동 환경에서의 능동 진동 제어 시스템

Info

Publication number: KR102587443B1
Application number: KR1020217030237A
Authority: KR
Inventors: 더글라스 스완손; 폴 조셉 배치메이어
Original assignee: 로오드 코포레이션
Priority date: 2019-02-25
Filing date: 2020-02-25
Publication date: 2023-10-11
Also published as: US11745861B2; EP3931085B1; KR20210130191A; EP3931085A1; US20220185463A1; WO2020176515A1

Abstract

본 발명은 항공기의 능동 진동 제어를 위한 시스템 및 방법에 관한 것이다. 능동 진동 제어 시스템(AVCS)은 항공기 구조물 및 총포를 갖는 항공기를 위해 구성된다. AVCS는 항공기 상의 적어도 하나의 제어 센서, 항공기 상의 적어도 하나의 힘 발생기, 및 센서 및 힘 발생기와 전자 통신하는 적어도 하나의 제어기를 포함한다. 제어기는, 적어도 하나의 제어 센서를 사용하여, 항공기 구조물에 작용하는 진동을 제어하기 위한 힘 발생 명령을 결정하고, 적어도 하나의 힘 발생기에 힘 발생 명령을 전송하고, 적어도 하나의 힘 발생기가 진동 상쇄력을 생성하게 하며, 총포가 발사 중인 것을 판단하고, 총포가 발사 중인 것을 판단한 것에 응답하여, 상이한 힘 발생 명령을 결정하고 상이한 힘 발생 명령을 적어도 하나의 힘 발생기에 전송하도록 구성된다.

Description

발포 진동 환경에서의 능동 진동 제어 시스템

관련 출원의 상호 참조

본 출원은 2019년 2월 25일자로 출원되었으며, 그 전체 내용이 본원에 참조로서 포함된 미국 가특허 출원 번호 62/809,918에 대한 우선권을 청구한다. 본 출원은 또한 2019년 11월 25일자로 출원되었으며, 그 전체 내용이 본원에 참조로서 포함된 미국 가특허 출원 번호 62/939,728에 대한 우선권을 청구한다.

본원에 개시된 발명의 요지는 일반적으로 항공기를 위한 능동 진동 제어 시스템(AVCS)의 설계 및 작동에 관한 것이다. 더욱 구체적으로는, 본원에 개시된 발명의 요지는 무기류가 그 위에 위치설정된 고정익 또는 회전익 항공기에 사용하기 위한 AVCS의 적응(adapting), 및 무기류가 발사 시 유도되는 진동이 존재할 때 항공기 내의 진동의 능동 감쇠에 관한 것이다.

능동 진동 제어 시스템(AVCS)은 항공기 구조물 또는 항공기 내의 구성요소의 진동을 감소 또는 제거하기 위해 항공기에 사용된다. 이들 진동은 회전자, 프로펠러, 엔진, 변속기, 비행 조건 등에 의해 유도된다. 공지된 AVCS는 이들 진동의 전부 또는 대부분을 능숙하게 제거한다.

문제는 항공기 상의 총포가 발포될 때 추가적인 진동 입력을 발생시킨다는 것이다. 여기 및 본 개시내용을 전체에 걸쳐 사용된 총포는 모든 형태의 항공기 장착 총포, 로켓, 미사일 및 다른 군사 관련 무기류를 포함한다. 이 발포 진동은 사실상 반복적이거나 순간적일 수 있고, 많은 고조파를 갖는 기본 주파수에서 진동을 발생시킨다. 발포 고조파 주파수 중 하나가 AVCS에 대한 제어의 진동 주파수에 근접할 때(통상적으로 수 Hz 이내), AVCS 제어 가속도계/센서 및/또는 힘 발생기(force generator)가 발포 진동에 의해 영향을 받기 때문에 AVCS의 성능에 부정적인 영향을 줄 수 있다. 헬리콥터(회전익 항공기라고도 지칭됨)를 이용할 때, AVCS는 통상적으로, 주 회전자 속력에 N(블레이드의 개수)을 곱한 것과 동일한 N/rev 주파수에서의 진동을 제어하기 위해 사용된다. 총포 발사에 의해 유도되는 진동을 추가함으로써, AVCS는 주 회전자 뿐만 아니라 발포로부터의 진동을 상쇄하려고 시도한다. 불행하게도, 공지된 AVCS는 전형적으로 이러한 환경에서 항공기 진동을 양호하게 제어할 수 없고, 성능이 저하된다.

발포 기능을 갖는 항공기에서 작동하는 능동 진동 제어 시스템(AVCS)은 발포에 의해 생성되는 진동에 의해 영향을 받지 않고 적절한 진동 제어를 제공하기 위해 기존 시스템에 비해 개선이 필요하다. 본 명세서는 기존의 AVCS에 대한 개선을 설명하고 발포 환경에서 AVCS 작동을 가능하게 한다. 본 명세서는 발포 진동의 존재를 자동으로 또는 수동으로 인지하고, 발포 진동을 필터링하거나 무시함으로써 응답하고, 및/또는 힘 발생기 응답을 수정함으로써 발포 이벤트 중에 N/rev 주파수에서의 양호한 진동 제어를 제공하는 AVCS를 설명한다.

도 1a는 발포로부터 발생되는 진동을 도시하는 차트이다.
도 1b는 일반화된 발포 유도 진동 스펙트럼 형상을 도시하는 주파수 도표이다.
도 1c는 추진 시스템으로부터의 진동이 존재할 때 발포 유도 진동의 예를 도시하는 주파수 도표이다.
도 2a는 발포 환경에서의 항공기를 도시한다.
도 2b는 전자 제어기가 발포 감지 신호를 수신하는 헬리콥터의 예시적인 구성을 도시한다.
도 3은 발포를 위해 적응된 예시적인 능동 진동 제어 방법을 도시하는 블록도이다.
도 4a는 생산 CFG가 진동 쉐이커에 장착되는 시험 기구를 도시한다.
도 4b는 발포가 가해질 때의 CFG 입력 전류를 도시한다.
도 5a는 발포 이벤트 동안 CFG로부터의 전류 인출을 감소시키기 위해 항공기 상의 총포에 대한 CFG의 가능한 배치를 도시하는 도표이다.
도 5b는 총포의 다른 배치를 도시하는 도표이다.
도 6은 항공기 구조물 및 항공기 상에 위치설정된 적어도 하나의 총포를 갖는 항공기에 대한 능동 진동 제어를 위한 예시적인 방법을 도시하는 흐름도이다.

본원에 설명되는 시스템 및 방법은 AVCS 진동 제어가 발포의 지속 시간 동안 발포에 의해 영향을 받지 않거나 최소로 영향을 받는 상태에서 AVCS가 추진 시스템으로부터의 진동을 계속 상쇄할 수 있게 한다. 이는 조종사와 승무원에 대한 항공기 내에서의 전반적인 편안함을 향상시킬 수 있으며, 또한 항공기 구조물 또는 항공전자 기기를 진동의 해로운 영향으로부터 보호하는데 도움이 될 수 있다. 일부 종래의 진동 제어 시스템은 발포 진동을 인식하고 필터링 또는 무시하는 특징부를 포함하지 않는다. 종래의 진동 제어 시스템은 또한 발포 이벤트 하에서, 특히 저전력 모드에서 작동하는 원형 힘 발생기(CFG)의 능력이 결여되어 있다.

본 명세서는(1) AVCS가 발포 진동의 존재를 자동으로 또는 수동으로 감지하고, (2) AVCS가 추진 시스템으로부터의 진동, 예를 들어 N/rev 진동을 계속 제어하면서 발포 진동의 효과를 필터링하거나 무시하기 위한 시스템 및 방법을 설명한다.

도 1a는 발포로부터 발생되는 진동을 도시하는 차트이다. 차트는 MIL-STD-810G(도 519.7A-4)의 발췌도이다. 차트는 분당 2000발의 발포에 대한 시간에 따른 진동의 진폭을 도시한다.

항공기에 대한 발포로부터의 충격은 항공기 구조물에 대한 진동으로 변환된다. 항공기에 대한 발포 충격에 관한 시험은 상업적으로 이용 가능한 미국 군사 표준, MIL-STD-810G, 방법 519.7, Gunfire Shock에 의해 규정되고, 이는 발포 충격에 대해 항공기 장비를 시험하는데 사용된다. MIL-STD-810G, 방법 519.7, 섹션 1.2에 따르면, "발포 환경은, (1) 총포 발사 속도로 군용 자재(materiel)에 충돌하는 공기-매개 총포구 발사 압력파(air-borne gun muzzle blast pressure wave), (2) 총포 메커니즘과 군용 자재를 연결하는 구조물을 통해 전달되는 구조물-매개 반복 충격, 및/또는 (1)과 (2)의 조합에 의해 생성되는, 실질적인 과도적 진동의 형태를 갖는 고속의 반복적인 충격으로 간주될 수 있다. 군용 자재 표면이 직접 압력 펄스 노출에 더 근접할수록, 측정된 가속 환경이, 반복적 충격으로 나타날 가능성이 커져서, 군용 자재 응답의 높은 상승 시간(rise time) 및 급속한 감쇠(decay)를 생성하고, 구조물-매개 반복 충격이 전체적인 군용 자재 응답 환경에 기여하는 역할이 작아진다. 군용 자재 표면이 직접 압력 펄스 노출로부터 더 멀어질수록, 측정된 가속 환경이 총포 메커니즘과 군용 자재 사이에 개재되는 구조물에 의해서 필터링된 일부 주기적인 성질을 갖는 구조물-매개 고속 반복 충격(또는 실질적인 과도적 진동)으로서 더 많이 나타난다. 복합 다중-모달 군용 자재 시스템에 인가되는 반복적인 충격은 군용 자재가 (1) 외부 여진(external excitation) 환경으로부터 군용 자재에 부과되는 강제 주파수에서 그리고 (2) 외부 여진의 인가 도중 또는 인가 직후에 군용 자재의 공진 고유 주파수에 응답하게 할 것이다."

도 1b는 일반화된 발포 유도 진동 스펙트럼 형상을 도시하는 주파수 도표이다. 도표는 MIL-STD-810G의 발췌도(도 519.7D-1)이다. 도표는 총포 발사 속도 기본 주파수(F1) 및 고조파(F1, F2, F3, F4) 중 적어도 일부를 도시한다. MIL-STD-810G, 방법 519.7, 섹션 2.2에 따르면, 진동 스펙트럼은 "광대역 무작위 진동 스펙트럼에 중첩된 4개의 단일 주파수 조화 관련 (사인) 진동 피크를 특징으로 한다. 진동 피크는 공칭 발포 속도(nominal gunfire rate)와 총포 발사 속도(gun firing rate)의 최초 3개의 고조파에 대응하는 주파수에 있다." 최초 2개의 고조파의 주파수는 다음과 같이 계산될 수 있음을 유의한다: F2= 2F1, F3= 3F1, F4= 4F1.

도 1c는 추진 시스템으로부터의 진동이 존재할 때 발포 유도 진동의 예를 도시하는 주파수 도표이다. 도 1c에 도시된 바와 같이, 주 회전자는 N/rev 주파수에서 진동을 생성하며, 이는 주파수 도표에서 제1 색조(2)로 도시된다. 발포는 주파수 도표에서 색조(F1)로 도시된 발포 속도에서의 진동, 및 주파수 도표에서 2개의 색조(F2, F3)로 도시된, 적어도 2개의 총포 발사 속도의 고조파를 생성한다. 발포 속도 진동(F1)(또는 고조파(F2 또는 F3) 중 하나 또는 기타)이 N/rev 주파수의 특정 주파수 거리 내에 있는 경우, 발포는 N/rev 진동에 대해 제어 중인 진동 제어 시스템에 악영향을 미칠 수 있다.

도 2a는 발포 환경에서의 항공기를 도시한다. 항공기는 도 2a에서 헬리콥터(10)로 표현되었다. 하지만, 항공기는 하나 이상의 엔진 및/또는 하나 이상의 회전자 또는 프로펠러를 갖는 고정익 항공기 또는 회전익 항공기일 수 있다. 일부 예에서, 항공기는 제트 엔진 항공기이다.

항공기는 추진 시스템을 포함하고; 이 예에서, 헬리콥터(10)는 주 회전자(20)를 포함한다. 주 회전자(20)로부터의 회전 속도계 신호(25)는 주 회전자(20)의 회전 속력을 나타낸다. 헬리콥터(10)는 또한 하나 이상의 제어 센서(30), 적어도 하나의 힘 발생기(40), 전자 제어기(50) 및 총포(60)를 포함한다. 제어 센서(30)는 예컨대 가속도계일 수 있다.

전자 제어기(50)는 임의의 적절한 컴퓨터 기술을 사용함으로써, 예를 들어, 하나 이상의 프로세서 및 프로세서를 위한 명령어를 저장하는 메모리로 구현될 수 있다. 전자 제어기(50)는 입력으로서 회전 속도계 신호(25)를 수신한다. 전자 제어기(50)는 또한 제어 센서(30)로부터 센서 신호를 수신한다. 집합적으로, 제어 센서(30), 힘 발생기(40) 및 전자 제어기(50)는 AVCS의 코어 요소를 형성한다.

도 2b는 전자 제어기(50)가 발포 감지 신호(65)를 수신하는 헬리콥터(10)의 예시적인 구성을 도시한다. 발포 감지 신호(65)는 총포(60)가 발사 중이거나 총포(60)가 특정 기간 내에 발사될 것을 나타내기 위해 총포(60)로부터 전자 제어기(50)로 직접 전송될 수 있다. 대안적으로, 전자 제어기(50)는 다른 공급원, 예컨대, 총포를 제어하도록 구성된 항공기 제어 시스템 또는 총포 제어 시스템으로부터 발포 감지 신호(65)를 수신할 수 있다.

전자 제어기(50)는 힘 발생기(40)에 힘 명령(force command)을 제공하여 주 회전자(20)로부터의 진동을 상쇄시킨다. 힘 명령을 사용하여, 힘 발생기(40)는 제어 센서(30)에서 진동을 상쇄하기 위한 힘(force)을 생성한다. 통상적으로, AVCS는 여러 개의 힘 발생기(40) 및 제어 센서(30)를 포함할 것이다.

도 3은 발포를 위해 적응된 예시적인 능동 진동 제어 방법(300)을 도시하는 블록도이다. 방법(300)은 AVCS에 의해 수행되어, 방법(300)의 일부 단계는 전자 제어기(50)에 의해 수행되고 일부 단계는 힘 발생기(40)에 의해 수행될 수 있다.

도 3에 도시된 바와 같이, AVCS는 발포 감지 신호(65)를 수신한다. 발포 감지 신호(65)는 총포(60) 또는 총포 제어 시스템 또는 차량 제어 시스템으로부터 발생할 수 있거나, 또는 대안적으로 발포 감지 신호(65)는 예컨대 제어 센서(30)로부터의 센서 신호를 처리하는 전자 제어기(50)에 의해 AVCS에서 발생될 수 있다. AVCS는 발포 감지 처리(70)를 수행하고, 총포(60)가 발사 중인지 또는 특정 기간 후에 발사될 것인지의 여부를 판단한다.

총포가 발사 중이 아니라면, AVCS는 비-발사 능동 진동 제어(AVC) 알고리즘(72)을 수행하여, 힘 발생기 힘 명령을 발생시킨다. AVC 알고리즘(72)은 제어 센서(30) 및 회전 속도계 신호(25)로부터의 입력을 사용하여 추진 시스템으로부터의 진동, 예를 들어 N/rev 진동을 상쇄하기 위한 힘 명령을 발생시킨다. 힘 발생기는 힘 명령을 수신하고 응답 힘을 출력한다.

능동 진동 제어 시스템에서, 진동 감소는 통상적으로 주파수 영역에서 이차 비용 함수를 최소화함으로써 달성된다:

여기서, J는 비용 함수이고, e는 제어 센서(30)로부터의 "에러" 신호의 벡터이며, Q는 하나의 제어 센서 위치를 다른 제어 센서 위치에 비해 강조하기 위한 가중치 행렬이다. 상첨자 H는 복소 공액 전치 연산자인 헤르미트(Hermitian)를 지칭한다.

전형적인 능동 진동 제어 시스템에서, 기울기 하강법(gradient descent technique)에서의 비용 함수를 최소화하기 위해 LMS(Filtered-X Least Mean Square) 알고리즘이 사용된다. 이 경우에, 시간(k+1)에서의 힘 명령 출력 신호(u)는 다음과 같다:

여기서, u_k+1은 시간 k+1에서의 힘 명령이고, u_k는 시간 k에서의 힘 명령이며,μ는 적응 속도(A-가중치라고도 지칭됨)이고, C는 힘 발생기 힘 명령 입력에 대한 제어 센서 (에러) 출력 사이의 전달 함수 행렬이며, 상첨자 H는 헤르미트 연산자이고, Q는 센서 가중치 행렬이며, e_k는 시간 k에서의 제어 센서 벡터이다. 이는 u_k가 곱해진 "누설" 항으로서 나타날 수 있는 힘 발생기 노력 가중치(effort weighting)의 효과를 포함하지 않는다는 것에 유의한다. 이 방정식에서 u_k+1은 도 3의 72에서 힘 발생기 힘 명령을 나타낼 것이라는 점에 유의한다.

발포 환경에서 작동하도록 구성되는 AVCS에서, 힘 출력은 도 3의 블록 74에 예시된 바와 같이 발포의 효과를 최소화하도록 수정된다. 이 경우에, ek는 발포의 효과를 제거하기 위해 필터링될 수 있거나, 적응 속도가 수정될 수 있거나, 또는 힘 출력(uk+1)이 직접 수정될 수 있다(발포 이전에 이전 값에서 동결되거나, 또는 0 또는 일부 다른 값으로 설정될 수 있다).

총포가 발사 중인 경우, AVCS는 발포 조정(gunfire adjusted) AVC 알고리즘(74)을 수행하여 발포 조정 힘 발생기 힘 명령을 발생시킨다. 예를 들어, 발포 조정 AVC 알고리즘(74)은 발포 진동을 필터링하거나 또는 발포 이벤트 이전에 사용되는 힘 명령 또는 제어 파라미터를 반복할 수 있다.

AVCS는 적절한 감지 메커니즘을 사용하여 발포를 감지할 수 있다. 통상적으로, 단일 방법만이 주어진 시스템에 포함된다. 이하의 2개의 예를 고려한다.

제1 예에서, 총포(60) 또는 조종사/승무원이 총포가 발사 중이라는 정보를 AVCS에 중계할 수 있도록, AVCS는 전자 통신을 통해 발포를 감지하도록 구성된다. 예를 들어, 이는 (CAN, MIL-STD-1553, AFDX, RS-422 등과 같은 디지털 버스를 통해), 스위치 또는 이산형 입력/출력, 아날로그 출력을 통해, 또는 무선으로 디지털 방식으로 행해질 수 있다.

제2 예에서, AVCS는 제어 센서(30)를 통해 발포 이벤트를 자동으로 감지하도록 구성된다. 통상적으로, 총포는 고정된 속도로 발사된다. 공지된 고정 속도 주파수에서의 진동이 임계치(고속 푸리에 변환(FFT) 계산을 통해 결정됨)를 초과하여 증가하면, AVCS는 총포(60)가 발사 중인 것으로 판단할 수 있다. 예를 들어, 일부 시스템에서, 제어 센서(30) 중 하나는 발포 진동을 자동으로 감지하기 위한 발포 감지 센서로서 사용되며 총포(60)의 근방에 장착된다. 일부 예에서, 발포 감지 센서는 총포(60)로부터 1미터 미만 내에 장착된다. 가속도계의 신호 대 노이즈 비는 또한 발포를 감지하는데 사용될 수 있다(신호 대 노이즈 비가 크게 감소하면, 발포 이벤트가 발생한다).

AVCS가 총포(60)가 발사 중인 것으로 판단하면, 발포의 효과를 필터링하거나 무시할 수 있다. 이러한 것이 이루어질 수 있는 몇 가지 상이한 방식이 있다. 일부 예에서, AVCS는 제어 센서(30)로부터의 발포 신호를 필터링한다. 하나의 가능한 해결책은 노치 필터를 사용하는 것으로서, 노치 필터의 중심 주파수는 발포 주파수 또는 그 고조파 중 하나에 있다. 이 가능한 해결책을 위해, AVCS가 상쇄하고 있는 N/rev 진동의 주파수 부근에서 이를 수행하는 것이 유용할 수 있다. 다른 가능한 해결책은 발포 주파수 및 그 고조파에서의 발포 진동을 필터링하기 위해 콤 필터(comb filters)를 사용하는 것이다. 콤 필터는 발포 주파수에서의 진동을 제외한 모든 주파수에서 정보를 전송할 것이다.

발포 신호를 필터링하기 위한 다른 가능한 해결책은 AVCS 힘 크기 및 위상 및 주파수 출력을 동결(즉, 값을 일정하게 유지)하고 발포가 발생하고 있는 시간 동안 발포 이벤트 직전에 발생한 이전의 힘을 계속 출력하는 것이다. AVCS 힘 출력을 동결하기 위한 다른 수단은 LMS 적응 가중치(통상적으로 A-가중치(또는 상기 방정식에서 μ)로 지칭됨) 및 누설 파라미터를 동결(값을 일정하게 유지)함으로써 달성될 수 있다. 추가적인 방법은 발포 이벤트 동안 구성 가능한 마지막 몇 초의 힘 명령을 재생하는 것이다. 이러한 가능한 해결책은, 총포(60)가 전자 제어기(50)와 전자 통신 상태이어서, 전자 제어기(50)가 전자 제어기의 출력을 총포(60)의 발사에 대해 동기화할 수 있을 때에 최선이다. 이 방법에서, AVCS는 총포(60)가 발사 중일 때 발포의 효과를 무시한다.

발포 진동은 힘 발생기(40)의 작동에 영향을 줄 수 있다. 일반적으로, 힘 발생기(40)는 진동 상쇄(vibration cancellation)를 위한 임의의 적절한 유형의 힘 발생기일 수 있다. 예를 들어, 힘 발생기는 원형 힘 발생기(CFG), 선형 힘 발생기(Linear Force Generator), 허브 장착형 힘 발생기(Hub Mounted Force Generator), 및 고차 고조파 제어 힘 발생기(Higher Harmonic Control Force Generator)일 수 있다. 액추에이터라는 용어도 힘 발생기 대신에 종종 사용된다는 것에 유의한다.

AVCS는 추가적으로 또는 대안적으로 힘 발생기(40)의 수준에서 국부적으로 조정된 힘 발생기 파라미터(76)를 조정할 수 있다. 예를 들어, AVCS는:

· 그 위상 위치를 저전력 설정에 맞춰 조정하도록 그것에 지시할 수 있고

· 발포에 최적화된 상이한 모터 튜닝으로 조정하도록 그것에 지시할 수 있고

· 힘 발생기에 저 저항기를 활성화시켜 액추에이터를 효과적으로 "차단"하도록 지시할 수 있다(이는 예를 들어 선형 액추에이터 또는 음성 코일형 활성화를 위해, 또는 원형 힘 발생기에서 더 낮은 속력으로 급속하게 회전 속력을 감소시키는 데 유용할 수 있다).

일부 예에서, 힘 발생기(40)는 예를 들어 적절한 소프트웨어에 의해 힘 명령을 저장하도록 구성된다. 이러한 경우에, AVCS는 예를 들어, 발포 조정 AVC 알고리즘(74)에서 명령을 재전송하는 대신에 명령을 반복하도록 힘 발생기에 지시할 수 있다.

미국 특허 번호 9,073,627는 원형 힘 발생기 및 미국 특허의 예를 설명하며, 미국 특허 번호 9,073,627는 그 전체가 본원에 참조로서 포함된다. 특히, 미국 특허 번호 9,073,627의 도 1b는 원형 힘 발생기 및 적응성 원형 힘 알고리즘을 사용하여 헬리콥터 진동을 제어하기 위한 제어 구조를 도시한다. 미국 특허 번호 9,073,627의 도 3은 제어 가능한 크기 및 위상을 갖는 원형 힘을 생성하는 2개의 동시 회전 불균형 회전자를 갖는 원형 힘 발생을 도시하고 있다. 예시적인 원형 힘 발생기가 미국 특허 번호 9,073,627의 11 칼럼, 24 행 내지 49 행에 설명된다.

도 4a는 생산 CFG(402)가 진동 쉐이커(404)에 부착된 슬립 테이블(405) 상에 장착되는 시험 기구를 도시한다. 도 4a는 A, B 및 C로 표시된 3개의 축을 도시한다. 진동 쉐이커는 모의 입력으로서 CFG의 베이스에 발포 진동을 인가한다. 도 4a에서, 발포 진동은 C 방향으로 인가된다. CFG B축으로의 쉐이커 입력을 얻기 위해, CFG(402)는 브래킷 상에서 90도 회전된다. CFG A축으로의 입력을 얻기 위해, 진동 쉐이커(404)는 수직이 되도록 회전하고, 슬립 테이블(405)은 사용되지 않는다.

도 4b는 개별적으로(동시가 아니라 한 번에 하나씩) A축, B축 ,C축에 발포가 가해질 때의 CFG 입력 전류를 도시한다. 발포 입력이 힘 출력(BC축)과 동일한 평면에 있을 때, 필요한 전류가 증가하는 반면, 발포가 힘 출력에 대해 90도(수직, 또는 A축 내에)로 존재할 때, 발포는 감소된 또는 최소의 충격을 갖는다는 것에 유의한다. 발포 진동은 제어기 입력 전류에 영향을 주지 않는다는 것에 유의한다.

발포 이벤트 동안 CFG 작동 전류를 최소화하기 위해, 일부 예에서 시스템은, CFG가 항공기 상에 배향되어 CFG 힘 출력이 발포에 수직(CFG의 A축)이 되도록 구성될 수 있다. (위치, 속도 및/또는 전류 제어를 위한) CFG 제어 루프에서의 제어 이득과 같은 힘 발생기 제어 파라미터는 발포 이벤트 중에 낮아질 수 있다. 노치 필터는 발포 발사 속도 주파수에서 CFG 제어 루프에 사용될 수 있다. CFG 에러 수단(힘 에러, 불균형 질량 위상 위치 추적 에러, 속력 에러(speed error))은 발포 이벤트 중에 완화될 수 있다.

발포 진동의 경감을 위한 추가적으로 가능한 시스템 조정은 제로 힘 크기 명령(zero force magnitude command)을 제공하고 및/또는 발포 고조파 주파수로부터 더 멀리 떨어지도록 CFG 속력을 변경하거나, 또는 발포 이벤트의 감지 시 매우 신속하게 회전 속력을 감소시키도록 CFG를 전자식으로 제동(가능하게는 저항기를 통해 모터 권선부를 함께 단락)하거나, 또는 발포 이벤트 동안 CFG로의 전력을 차단하는 것이다. 이러한 시스템 구성은 발포 이벤트 동안 항공기로부터 인출되는 전력의 양을 감소시킬 수 있지만, 이 경우 AVCS는 이 경우 발포 이벤트 동안 N/rev 진동을 감소시키지 않을 것이다.

일부 예에서, 전자 제어기(50) 및/또는 힘 발생기(40)는 고 진동 보호 회로를 포함한다. 제어기 및/또는 힘 발생기에서의 고 진동 보호 회로는 발포 이벤트 동안 불능화될 수 있다. 이로 인해, 발포 이벤트에 대한 조정에 실패한 고 진동 보호 회로에 기인한 심각한 고장을 방지할 수 있다.

도 5a는 발포 이벤트 동안 CFG로부터의 전류 인출을 감소시키기 위해 항공기 상의 총포에 대한 CFG의 가능한 배치를 도시하는 도표이다. 도 5a는 헬리콥터(10)와 후미(aft) 섹션(12) 및 노즈(nose) 섹션(14)을 도시한다. 헬리콥터(10)는 여러 개의 프레임 부재(16a 내지 16f)를 포함한다. 도 5a는 또한 총포(60), 여러 개의 제어 센서(30) 및 여러 개의 힘 발생기(40)의 가능한 배치를 도시한다. 도면에서 화살표는 총포 발사 방향뿐만 아니라 힘 발생기 힘 출력 평면을 도시한다.

도 5a의 예에 도시된 바와 같이, 총포(60)는 항공기 Y(측방향) 방향으로 총포 힘을 생성한다. 인출되는 전류를 감소시키기 위해, 힘 발생기(40) 및 제어 센서는 그 출력 평면이 XZ(전후/수직) 또는 X(전후) 또는 Z(수직) 방향이 되도록 배치된다. Z 방향은 도 5a의 지면 외부로의 방향인 것에 유의한다. 예시적인 힘 발생기 배향을 추가로 도시하기 위해, CFG AC 축은 도 5a에서 점선으로 표시된다. AC 축은 도 4a에 도시된 바와 같은 AC 축을 지칭한다.

제어 센서, 예컨대 가속도계는, 1개, 2개 또는 3개의 직교 방향에서 감지 응답을 가질 수 있다. 1축 또는 2축 제어 센서가 사용되는 경우, 감지 축이 발포의 방향과 정렬되지 않도록 제어 센서를 정렬하는 것이 유용할 수 있다.

도 5b는 총포(60)가 힘 발생기(40)에 대해 각도(62)를 갖는 힘 출력을 갖도록 총포(60)의 상이한 배치를 도시하는 도표이다. 힘 출력은 힘 발생기(40)의 출력 평면에 완전히 수직이 아니지만, 적어도 부분적으로 수직이다. 힘 발생기(40) 및/또는 제어 센서(30)를 총포(60)의 힘 출력에 적어도 부분적으로 수직하게 배향하는 것은, 예를 들어 특히 각도(62)가 임계 각도보다 더 큰 경우, 발포 이벤트 동안 인출되는 전류를 감소시키는데 여전히 유용할 수 있다. 임계 각도는 예를 들어 45도일 수 있다.

도 6은 항공기 구조물 및 항공기 상에 위치설정된 적어도 하나의 총포를 갖는 항공기에 대한 능동 진동 제어를 위한 예시적인 방법(600)을 도시하는 흐름도이다. 방법(600)은 AVCS, 예를 들어 전자 제어기 또는 힘 발생기와 함께 동작하는 전자 제어기에 의해 수행된다.

방법(600)은 항공기 상에 위치설정된 적어도 하나의 센서를 사용하여, 항공기 구조물에 작용하는 진동을 제어하기 위한 힘 발생 명령을 결정하는 단계(602)를 포함한다. 힘 발생 명령은 발포의 부재 시 발생된다.

방법(600)은 항공기 상에 위치설정된 적어도 하나의 힘 발생기에 힘 발생 명령을 전송하여 상기 적어도 하나의 힘 발생기가 진동 상쇄력을 생성하게 하는 단계(604)를 포함한다. 이 방법(600)은, 힘 발생 명령을 발생시킨 후, 발포 이벤트를 감지하는 단계, 예컨대, 총포가 발사 중이거나 특정 기간 내에 발사될 것으로 판단하는 단계를 포함한다(606). 이 방법(600)은 발포 이벤트의 감지에 응답하여 발포 조정 힘 발생 명령을 결정하고 발포 조정 힘 발생 명령을 적어도 하나의 힘 발생기로 전송하는 단계(608)를 포함한다.

본원에서 설명된 실시예는 단지 예일 뿐이며 제한적인 것은 아니다. 본원에서 설명된 시스템, 장치 및 프로세스의 많은 변형 및 수정이 가능하며 본 개시내용의 범위 내에 있다. 따라서, 보호 범위는 본원에 설명된 실시예로 제한되지 않고, 이하의 청구범위에 의해서만 제한되며, 그 범위는 청구범위의 발명의 요지의 모든 등가물을 포함할 것이다.

Claims

항공기 구조물 및 항공기 상에 위치설정된 적어도 하나의 총포를 갖는 항공기를 위한 능동 진동 제어 시스템(AVCS)이며, 능동 진동 제어 시스템(AVCS)은:
항공기 상에 위치설정된 적어도 하나의 제어 센서;
항공기 상에 위치설정된 적어도 하나의 힘 발생기; 및
상기 적어도 하나의 제어 센서 및 상기 적어도 하나의 힘 발생기와 전자 통신하는 적어도 하나의 제어기를 포함하고, 상기 적어도 하나의 제어기는:
상기 적어도 하나의 제어 센서를 사용하여, 항공기 구조물에 작용하는 진동을 제어하기 위한 복수의 제1 힘 발생 명령을 결정하고;
복수의 제1 힘 발생 명령을 상기 적어도 하나의 힘 발생기에 전송하여 상기 적어도 하나의 힘 발생기가 진동 상쇄력을 생성하고;
총포가 발사 중인지를 판단하고;
총포가 발사 중이라는 판단에 응답하여, 복수의 제2 힘 발생 명령을 결정하고 복수의 제2 힘 발생 명령을 상기 적어도 하나의 힘 발생기에 전송하도록 구성되는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제1항에 있어서, 복수의 제1 힘 발생 명령을 결정하는 것은, 상기 적어도 하나의 제어 센서를 사용하여, 항공기의 추진 시스템에 의해 유발되는 복수의 제1 진동을 감지하는 것 및 진동 상쇄력이 추진 시스템에 의해 유발되는 제1 복수의 진동을 제어하도록 복수의 제1 힘 발생 명령을 결정하는 것을 포함하는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제2항에 있어서, 복수의 제2 힘 발생 명령을 결정하는 것은, 총포의 발사에 의해 유발되는 복수의 제2 진동의 존재 하에서 진동 상쇄력이 추진 시스템에 의해 유발되는 복수의 제1 진동을 계속 제어하도록 복수의 제2 힘 발생 명령을 결정하는 것을 포함하는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제3항에 있어서, 복수의 제2 힘 발생 명령을 결정하는 것은, 총포의 발사에 의해 유발되는 복수의 제2 진동을 제거 또는 감소시키기 위해 상기 적어도 하나의 제어 센서로부터의 센서 신호를 필터링하는 것을 포함하는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제4항에 있어서, 센서 신호를 필터링하는 것은 총포의 발사 속도에 기초하여 노치 필터로 센서 신호를 필터링하는 것을 포함하는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제5항에 있어서, 노치 필터의 중심 주파수는 총포의 발포 주파수 또는 총포의 발포 주파수의 고조파에 있는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제4항에 있어서, 센서 신호를 필터링하는 것은, 센서 신호를 총포의 발포 주파수 및 총포의 발포 주파수의 복수의 고조파를 벗어난 주파수로 통과시키도록 구성된 콤 필터로 센서 신호를 필터링하는 것을 포함하는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제3항에 있어서, 복수의 제2 힘 발생 명령을 결정하는 것은, 상기 적어도 하나의 제어 센서로부터의 센서 신호- 센서 신호는 총포의 발사에 의해 유발되는 복수의 제2 진동을 나타냄 -를 무시하는 것, 및 복수의 제1 힘 발생 명령을 재전송하는 것을 포함하는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제1항에 있어서, 총포가 발사 중인지를 판단하는 것은, 총포를 제어하도록 구성된 총포 제어 시스템으로부터 발포 신호를 수신하는 것을 포함하는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제1항에 있어서, 총포가 발사 중인 것을 판단하는 것은, 상기 적어도 하나의 제어 센서를 사용하여, 총포의 발포 주파수에서의 진동의 크기가 임계 크기를 초과하여 증가된 것을 판단하는 것을 포함하는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제1항에 있어서, 총포가 발사 중인 것을 판단하는 것은, 상기 적어도 하나의 제어 센서로부터의 센서 신호의 신호 대 노이즈 비율이 임계 신호 대 노이즈 비율 미만으로 감소하는 것을 판단하는 것을 포함하는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제1항에 있어서, 총포가 발사 중인 것을 판단하는 것은, 총포로부터 1 미터 이하에 장착된 제1 제어 센서를 사용하여 총포가 발사 중인 것을 판단하는 것을 포함하는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 힘 발생기는, 제1 원형 힘 발생기가 총포가 발사 중일 때 총포에 의해 생성되는 발포 힘에 적어도 부분적으로 수직인 제1 진동 상쇄력을 생성하도록 항공기 상에 배향되는 제1 원형 힘 발생기를 포함하는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 제어기는 총포가 발사 중이라는 판단에 응답하여 상기 적어도 하나의 힘 발생기의 작동 전류를 제한하도록 구성되는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제14항에 있어서, 상기 적어도 하나의 힘 발생기의 작동 전류를 제한하는 것은, 힘 발생기 제어 루프에서 적어도 하나의 제어 이득을 감소시키는 것을 포함하고, 상기 적어도 하나의 제어 이득은 위치, 속도 및/또는 전류 제어기에 사용되는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제14항에 있어서, 상기 적어도 하나의 힘 발생기의 작동 전류를 제한하는 것은, 힘 출력, 회전자 위상 위치 추적 에러, 또는 힘 속력 에러(force speed error)에 대한 힘 발생기 에러 경계를 완화하는 것을 포함하는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제14항에 있어서, 상기 적어도 하나의 힘 발생기의 작동 전류를 제한하는 것은, 상기 적어도 하나의 힘 발생기에 제로 힘 명령을 전송하는 것, 또는 상기 적어도 하나의 힘 발생기를 전자식으로 제동하는 것, 또는 상기 적어도 하나의 힘 발생기에 대한 전력을 차단하는 것을 포함하는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
제1항에 있어서, 상기 적어도 하나의 제어기, 또는 상기 적어도 하나의 힘 발생기, 또는 양자 모두는 총포가 발사 중이라는 판단에 응답하여 상기 적어도 하나의 전자 제어기 및/또는 상기 적어도 하나의 힘 발생기에서 고 진동 보호 시스템을 불능화하도록 구성되는, 능동 진동 제어 시스템(AVCS).
항공기 구조물 및 항공기 상에 위치설정된 적어도 하나의 총포를 갖는 항공기를 위한 능동 진동 제어 방법이며, 상기 방법은:
항공기 상에 위치설정된 적어도 하나의 제어 센서를 사용하여, 항공기 구조물에 작용하는 진동을 제어하기 위한 복수의 제1 힘 발생 명령을 결정하는 단계;
항공기 상에 위치설정된 적어도 하나의 힘 발생기에 복수의 제1 힘 발생 명령을 전송하는 단계로서, 상기 적어도 하나의 힘 발생기가 진동 상쇄력을 생성하도록 유발하는, 단계,
총포가 발사 중인지를 판단하는 단계; 및
총포가 발사 중이라는 판단에 응답하여, 복수의 제2 힘 발생 명령을 결정하는 단계 및 복수의 제2 힘 발생 명령을 상기 적어도 하나의 힘 발생기에 전송하는 단계를 포함하는, 능동 진동 제어 방법.
항공기이며,
항공기 구조물;
항공기에 위치설정된 적어도 하나의 총포;
능동 진동 제어 시스템(AVCS)을 포함하고, 능동 진동 제어 시스템(AVCS)은:
항공기 상에 위치설정된 적어도 하나의 제어 센서;
항공기 상에 위치설정된 적어도 하나의 힘 발생기; 및
상기 적어도 하나의 센서 및 상기 적어도 하나의 힘 발생기와 전자 통신하는 적어도 하나의 제어기를 포함하고, 상기 적어도 하나의 제어기는:
상기 적어도 하나의 제어 센서를 사용하여, 항공기 구조물에 작용하는 진동을 제어하기 위한 복수의 제1 힘 발생 명령을 결정하고;
복수의 제1 힘 발생 명령을 상기 적어도 하나의 힘 발생기에 전송하여 상기 적어도 하나의 힘 발생기가 진동 상쇄력을 생성하고;
총포가 발사 중인지를 판단하고;
총포가 발사 중이라는 판단에 응답하여, 복수의 제2 힘 발생 명령을 결정하고 복수의 제2 힘 발생 명령을 상기 적어도 하나의 힘 발생기에 전송하도록 구성되는, 항공기.