KR102595259B1 - 항공기를 위한 안정성 및 명령 증강 시스템, 및 항공기의 안정화 및 제어 방법 - Google Patents

Abstract

항공기를 위한 안정성 및 명령 증강 시스템으로서,
파일럿 입력 장치에 의해 제 1 입력을 규정하는 제 1 위치로 이동 가능한 제 1 부재; 제 2 입력과 관련된 제 2 위치로 이동 가능한 제 2 부재; 및 상기 제 1 및 제 2 입력을 합산하고, 상기 항공기의 제어 대상 요소에 대한 명령을 규정하는 출력 신호를 공급하도록 구성된 가산기 장치;를 포함하고, 상기 안정성 및 명령 증강 시스템은, 케이싱; 상기 케이싱 내부에서 서로 일체로 이동 가능하고 상기 제 2 부재에 작용 가능하게 연결된 제 1 및 제 2 피스톤; 및 상기 제 1 피스톤에 제 1 힘을 가하고 상기 제 2 피스톤에 제 2 힘을 가하도록 구성된 제어 수단;을 포함하고, 상기 제 2 힘은 사용시 상기 제 1 힘과 독립적이다.

Description

항공기를 위한 안정성 및 명령 증강 시스템, 및 항공기의 안정화 및 제어 방법

관련 출원에 대한 상호 참조

본 출원은 2017년 10월 5일에 출원된 유럽 특허출원 제17194901.9 호의 우선권을 주장하며, 그 개시 내용은 참조로서 본 명세서에 포함된다.

본 발명은 항공기를 제어하기 위한 안정성 및 명령 증강 시스템, 그리고 항공기의 안정화 및 제어 방법에 관한 것이다.

항공기는 알려진 방식으로, 복수의 파일럿 작동 가능한 비행 제어부 및 상기 비행 제어부에 작용 가능하게 연결되도록 제어되는 복수의 요소를 포함한다.

특히, 상기 항공기는 직접 비행 제어부을 갖는, 즉 제어 대상 요소들에 기계적으로 또는 유압적으로 직접 연결되는 비행 제어부를 갖는 헬리콥터 또는 비행기이다.

항공기가 비행기인 경우, 상기 제어 대상 요소들은 비행 제어 표면들이다.

혹은, 알려진 유형의 헬리콥터는 기본적으로 동체, 동체의 상단에 위치하고 축을 중심으로 회전하는 메인 로터, 및 동체의 끝에 위치한 테일 로터를 포함한다.

보다 상세하게는, 상기 로터는, 기본적으로 상기 축을 중심으로 회전할 수 있는 허브로서 상기 허브에 캔틸레버 방식으로 방사상으로 고정된 복수의 블레이드를 구비한 허브와, 구동 부재에 연결될 수 있고 또한 상기 허브에 작동 가능하게 연결되어 그 허브를 구동하여 회전시키는 마스트(mast)를 포함한다.

상기 헬리콥터의 블레이드는 각각의 물리적 또는 엘라스토머 힌지에 의해 허브에 힌지 결합되어, 하나 이상의 축을 중심으로 자유롭게 회전할 수 있고, 다른 로터 구성을 구현할 수 있다.

특히, 상기 블레이드는 각각의 길이방향 축을 중심으로 회전할 수 있고 각각의 피치 각도 및 생성된 결과적인 양력(lift)을 변화시킬 수 있도록 상기 허브에 힌지결합된다.

즉, 상기 블레이드는 상기 비행 제어부에 의해 제어될 요소를 규정한다.

상기 블레이드의 피치 각도를 조정하기 위해, 헬리콥터는 다음을 포함한다:

- 다양한 조작을 수행하기 위해 파일럿에 의해 제어될 수 있는 복수의 비행 제어부; 와

- 상기 비행 제어부와 각각의 블레이드를 제어하도록 설계된 복수의 제 1 액추에이터 사이에 개재된 복수의 기계적 연결 체인.

보다 상세하게, 상기 헬리콥터는 메인 로터와 관련하여 :

- "집합적 피치(collective pitch)"로 알려진 제 1 비행 제어부; 와

- "사이클릭 피치(cyclic pitch)"로 알려진 제 2 비행 제어부;를 포함한다.

특히, 집합적인 피치로 알려진 상기 제 1 비행 제어부는 블레이드의 피치 각도를 집합적으로 변화시킬 수 있어, 상기 로터에 의해 발생된 양력의 증가 또는 감소를 야기한다.

대신에, 사이클릭 피치로 알려진 제 2 비행 제어부는 블레이드의 피치 각도를 주기적으로 변화시킬 수 있게 한다. 결과적으로, 상기 블레이드는 축을 중심으로 회전하는 동안 가변 양력을 생성하여 로터 디스크의 전방 또는 후방 경사를 야기한다.

테일 로터의 블레이드는 대신 관련된 피치 각도 및 결과적으로 헬리콥터에 가해지는 힘을 집합적으로 변화시키도록 제 3 비행 제어부에 의해 제어 가능하다.

다시 말해, 이러한 피치 각도의 집합적인 변화는 헬리콥터의 요 각도(yaw angle)를 제어할 수 있게 한다.

각각의 제 1, 제 2 또는 제 3 비행 제어부는 각각의 제 1 액추에이터로 전송 된 각각의 제 1 입력 신호를 생성한다. 특히, 이 제 1 입력 신호는 상기 비행 제어부의 위치에 실질적으로 비례한다.

헬리콥터는 또한 알려진 방식으로 제어 대상의 각 요소에 대하여 다음을 포함한다:

- 제 2 입력 신호를 생성하는 SCAS로 알려진 안정성 및 명령 증강 시스템; 과

- 가산기 장치(adder device)로서, 각각의 제 1 액추에이터에 작용하는 명령을 정의하고 상기 제 1 및 제 2 입력 신호의 합과 동일한 출력 신호를 생성하는 가산기 장치.

이러한 방식으로, 각 비행 제어부에 대해, SCAS에 의해 생성된 상기 제 2 입력 신호는 외부 교란에 대해 헬리콥터를 안정화시키기 위해 상기 제 1 입력 신호에 중첩된다.

알려진 제 1 해결책에 따르면, SCAS는 각각의 연결 체인에 삽입되고 비행 제어 시스템에 의해 제어되는 복수의 제 1 액추에이터를 포함한다.

추가로 알려진 해결책에 따르면, SCAS는 각각의 제 1 액추에이터에 대해 :

- 제 1 레버와 평행하게 배열되고 상기 제 1 레버에 연결된 제 2 및 제 3 액추에이터;

- 제 1 입력 신호를 전달하기 위해 상기 비행 제어부에 연결된 제 2 레버; 및

- 상기 가산기 장치를 정의하고 상기 출력 신호를 전달하기 위해 상기 제 1 및 제 2 레버, 및 상기 제 1 액추에이터에 작용 가능하게 연결된 제 3 레버;를 포함한다.

특히, 상기 제 2 입력 신호 및 출력 신호는 각각 제 1 레버 및 제 3 레버의 위치에 실질적으로 비례한다.

또한, 각각의 SCAS의 제 2 및 제 3 액추에이터는 비행 제어 시스템에 의해 제어된다.

효과적이긴 하지만, 알려진 유형의 상술한 SCAS들은 개량되기 쉽다.

특히, 병렬로 배열된 제 2 및 제 3 액추에이터는, 상호 독립된 한 쌍의 밸브에 의해 제어되며, 상호 독립적인 방식으로 각각 제 1 및 제 2 위치로 이동 가능하다.

이러한 구성으로 인해, 상기 제 2 입력 신호는 제 2 및 제 3 액추에이터의 제 1 및 제 2 위치의 합에 의해 실질적으로 결정된다.

관련된 제 1 액추에이터의 이른바 완전 제어 권한, 즉 관련된 제 1 액추에이터가 전체 관련된 이동 필드에서 이동될 수 있는 조건은, 제 2 액추에이터의 제 1 이동 및 제 3 액추에이터의 제 2 이동의 소정의 엑스커션 값(excursion value)에 도달하는 것이다.

예를 들어, 제 2 액추에이터의 오작동을 야기하고 따라서 제 1 이동에 대해 실질적으로 널 값(null value)을 야기하는 고장이 발생한 경우, 제 3 액추에이터에 의해 기술된 제 2 이동의 엑스커션은, 관련된 제 1 액추에이터의 완전한 제어 권한을 보장하기 위하여 반드시 공칭 값(nominal one)의 2 배가 되어야한다.

또한, 하드 오버(hardover)의 경우, 즉 이동 위치의 끝, 예를 들어 제 2 액추에이터의 끝에서 로킹(locking)을 야기하는 고장의 경우, 제 2 이동의 상기 엑스커션은 관련된 제 1 액추에이터의 완전한 제어 권한을 유지하기 위하여 상기 제 2 액추에이터가 움직일 수 없다는 사실을 보상하도록 하여야 한다.

이와 관련하여, 본 출원인은 하드 오버의 경우에, 제 1 레버가 몇 분의 1 초 동안 최대 연장 위치에 도달할 위험이 여전히 발생한다는 것을 관찰하였다.

SCAS의 상술된 구성은 또한 상당한 수의 제 1, 제 2 및 제 3 레버의 존재를 요구하며, 이는 제한된 공간에 수용되어야 하므로, 생산 및 유지 보수에 어려움을 발생시킨다.

또한, 상기 비행 제어 시스템은 SCAS에 대해 원격 위치에 있다.

상기 비행 제어 시스템은 헬리콥터의 위치와 자세를 나타내는 가변적인 원하는 중요값을 계속해서 적절한 기구에 의해 측정된 상술한 중요 변수의 유효값과 비교하도록 프로그램되고, 상기 제 2 및 제 3 액추에이터에 대한 결과적인 제어 신호를 생성하도록 프로그램된다.

이 제어 신호는 제 2 입력을 결정한다.

이러한 구성은 상기 비행 제어 시스템과 제 2 및 제 3 액추에이터 사이에 수많은 케이블이 있어야 하므로 최적이 아니다. 또한, 헬리콥터에서 발생하는 불가피한 간섭은 제어 신호를 상기 제 2 및 제 3 액추에이터로 정확하게 전송하는 것을 변경시킬 수있다.

마지막으로, SCAS는, 각각의 제 1 액추에이터에 대해, 고정 위치에 배열된 한 쌍의 이동 차단부(travel stop)를 포함하고, 이는 제 2 입력 신호의 최대 값을 일정 비율, 전형적으로 제 1 입력 신호의 최대값의 10 %로 제한한다. 이러한 방식으로, 제 1 액추에이터의 위치는 조작 레버상의 파일럿에 의해 주어진 명령에 의해 지배적으로 결정되고, 결과적으로 제 1 입력에 의해 결정되고, 그리고 SCAS의 제 1 및 제 2 액추에이터에 의해 결정된 상기 제 2 입력으로부터의 명령에 의해 미미하게(marginally) 조금 결정된다.

산업계에서는 헬리콥터의 작동을 최적화하기 위해, 효과적으로 제어된 비행 제어부에 상기 제 1 신호의 최대 오실레이션(oscillation) 범위를 적용할 필요가 있다.

EP-B-2947325 및 EP-A-2913265는 알려진 유형의 항공기에 대한 안정성 및 명령 증강 시스템을 기술한다.

US-A-3561322는 청구항 제 1 항, 제 21 항 및 제 24 항 각각의 전제부에 따라 항공기를 제어하기 위한 안정성 및 명령 증강 시스템과 안정화 및 명령 방법을 개시하고 있다.

본 발명의 목적은 상술한 단점들 중 적어도 하나를 극복하고 그리고/또한 알려진 유형의 SCAS와 관련된 상술한 요구들 중 적어도 하나를 간단하고 비싸지 않은 방식으로 만족시키는 것을 허용하는 항공기를 제어하기 위한 안정성 및 명령 증강 시스템을 제공하는 것이다.

상술한 목적은 청구항 1 및 23에 따른 항공기를 위한 안정성 및 명령 증강 시스템에 관한 본 발명에 의해 달성된다.

마지막으로, 본 발명은 청구항 24에 따른 안정화 및 명령 방법에 관한 것이다.

본 발명의 더 나은 이해를 위해, 바람직한 실시예가 순전히 비 제한적인 예로서 그리고 첨부된 도면을 참조하여 설명된다 :
도 1은 명확성을 위해 일부분이 제거된 본 발명에 따라 제조된 비행 제어를위한 액추에이터를 제어하기 위한 안정성 및 명령 증강 시스템을 포함하는 헬리콥터의 측면 사시도이다.
도 2는 도 1의 시스템의 일부 구성 요소의 단면도이다.
도 3은 도 1과 도 2의 시스템의 기능 다이어그램이다.

도 1을 참조하면, 참조 번호 1은 호버링 가능한 항공기, 특히 동체(2), 동체(2)의 상부에 위치하고 축(A)을 중심으로 회전하는 메인 로터(3), 그리고 동체(2)의 일단에 위치하고 축(A)를 가로지르는 자체 축을 중심으로 회전하는 테일 로터(4)를 기본적으로 포함하는 헬리콥터를 나타낸다.

보다 상세하게, 상기 메인 로터(3)는, 축(A)을 가지며, 복수의 블레이드(9)가 캔틸레버 장착 및 힌지 결합되고, 상기 축(A)에 반경 방향으로 연장되는 허브(5)를 포함한다.

상기 블레이드(9)는 상기 허브(5)에 힌지 결합되어, 공기 흐름에 대한 각각의 피치 각도를 조정하기 위해 블레이드들의 연장 축에 대하여 그 블레이드들의 배향(orientation)이 변경될 수있다.

보다 구체적으로, 상기 헬리콥터(1)는 :

- "집합적 피치(collective pitch)"로 알려져 있으며 상기 블레이드(9)의 피치 각도를 일괄적으로 변화시키도록 작동할 수 있어, 이에 의하여 헬리콥터(1)에 의해 발생된 양력의 증가 또는 감소를 야기하는 파일럿 작동식 비행 제어부(10);

- "사이클릭 피치"로 알려져 있으며 축선 A에 대한 상대 위치에 따라 블레이드(9)의 피치각도를 주기적으로(cyclically) 변화시키도록 동작 가능한 파일럿 작동식 비행 제어부(11); 및

-상기 비행 제어부들(10, 11)에 기초하여, 각각의 피치 각도를 조정하기 위하여 상기 비행 제어부(11)에 의해 제어되고 상기 블레이드(9)에 작용 가능하게 연결된 복수의 액추에이터(12), 이 경우에 세 개의 액추에이터;를 포함한다.

상기 로터(4)는, 축(B)을 가지며, 허브 상에 복수의 블레이드(14)가 캔틸레버 방식으로 힌지 결합되고, 축(A)에 반경 방향으로 연장되는 허브(13)를 포함한다.

상기 블레이드(14)는 상기 허브(5) 상에 힌지 결합되어, 상기 공기 흐름에 대한 각각의 피치 각도를 조정하기 위하여, 관련된 연장 축에 대한 블레이드의 배향이 전체적으로 변할 수 있다.

상기 헬리콥터(1)는 또한 :

- 블레이드(14)의 피치 각도를 집합적으로 변화시켜 헬리콥터(1)의 요(yaw)를 제어하기위한 파일럿 작동 가능한 비행 제어부(15); 와.

- 상기 비행 제어부(15)에 기초하여, 비행 제어부(15)에 의해 제어되고 상기 블레이드(14)에 작용 가능하게 연결되어 각각의 피치 각도를 조정하는 액추에이터(16);를 포함한다.

상기 헬리콥터(1)는 또한 각각의 액추에이터(12, 16)(도 3)에 대하여,;

- 하나 이상의 개별 비행 제어부(10, 11, 15)에 작용 가능하게 연결된 개별 레버(19);

- 이하에서 SCAS(20)로 지칭되는 각각의 안정성 및 명령 증강 시스템(20); 및

- 각각의 가산기 레버(adder lever)(21);를 포함한다.

이하의 설명에서, 모든 액추에이터(12) 및 SCAS(20)가 동일하기 때문에, 하나의 액추에이터(12) 및 관련된 SCAS(20)가 참조되어 설명될 것이다.

보다 상세하게는, 상기 레버(19)는 각각의 비행 제어부(10, 11, 15)에 의해 결정된 위치를 취하여, 각각의 비행 제어부(10, 11, 15)에 대하여 파일럿에 의해 가해진 행동(action)에 의해 결정된 입력 신호(xd)를 전송한다.

SCAS(20)는 입력 신호(xd)를 전송하는 출력 부재(22)를 포함한다.

상기 가산기 레버(21)는 출력 부재(22) 및 레버(19)에 연결되어, 입력 신호(xi 및 xd)의 합과 동일한 출력 신호(xv)를 제공한다.

특히 상기 가산기 레버(21)는 :

- 지점 G에서 레버(19)에 연결된 세그먼트(23); 와

- 출력 부재(22) 및 세그먼트(23)에 연결된 세그먼트(24);를 포함한다.

상기 가산기 레버(21)는, 이하의 설명에서 명백해지는 바와 같이 액추에이터(12)의 위치 및 이에 따른 관련된 비행 제어부(11, 15)의 위치를 제어한다.

이러한 구성으로 인해, SCAS(20)에 의해 생성된 입력 신호(xd)는 비행 제어부(11, 15)를 통해 파일럿에 의해 생성된 입력 신호(xi)에 더해져, 외부 교란에 대해 헬리콥터(1)를 안정화시킬 수 있는 출력 신호(xv)를 형성한다.

도시된 경우에, 상기 레버(19)는 이동 가능한 받침점(fulcrum)(C)에 대해 힌지 결합되며, 상기 가산기 레버(21)는 공유 지점(shared point)(D)에서 레버(19)에 고정되며, 상기 출력 부재(22)는 자유롭게 이동한다.

특히, SCAS(20)는 다음을 포함한다 :

- 출력 부재(22)의 위치를 제어하여 입력 신호(xd)를 결정하도록 구성된 액추에이터(26); 와

- 상기 가산기 레버(21)에 의해 제어되고, 상기 액추에이터(12)의 위치 및 결과적으로 관련된 비행 제어부(11, 15)의 위치를 제어하도록 설계된 한 쌍의 제어 밸브(27).

유리하게는, 상기 액추에이터(26)는 다음을 포함한다 :

- 케이싱(30);

- 상기 케이싱(30) 내부에서 서로 일체로 이동 가능하고 출력 부재(22)에 작용 가능하게 연결된 한 쌍의 피스톤(31, 32); 과

- 상기 피스톤(31)에 제 1 힘을 가하고 상기 피스톤(32)에 제 2 힘을 가하도록 구성된 제어 수단(33)(도 3에 개략적으로만 도시됨); 상기 제 1 힘과 제 2 힘은 서로 독립적이다.

액추에이터(26)는 또한 케이싱(30) 내부에서 슬라이딩하고 피스톤(31, 32)이 고정되는 로드(34)를 포함한다.

즉, 상기 피스톤(31, 32) 및 로드(34)는 서로에 대해 직렬로 배열되고 각각 제 1 힘 및 제 2 힘을 받는 한 쌍의 이동 가능한 요소를 형성한다.

상기 로드(34)는 출력 부재(22)와 일체로 이동 가능하다.

도시된 경우에, 상기 로드(34)와 피스톤(31, 32)은 단일의 출력 부재(22)를 생성하도록 결합된다.

도 3을 참조하면, 상기 케이싱(30)은 상기 피스톤(31, 32)이 챔버 내부에서 각각 슬라이딩하는 한 쌍의 상기 챔버(35, 36)를 포함한다.

각 챔버(35, 36)는 각각의 피스톤(31,32)의 대향하는 측면에 배치된 각각의 개구부(37, 38, 39, 40)를 포함한다.

상기 액추에이터(26)는 또한 두 단부 위치 사이에서 로드(34)의 이동을 제한하기 위해 제한 유닛(60)을 포함한다. 결과적으로, 이 제한 유닛(60)은 SCAS(20)에 의해 생성된 입력 xd의 이동 범위를 제한한다.

도시된 경우에, 입력 xd의 최대 이동 범위는, 입력 xi의 최대 이동 범위의 일부, 예를 들어 10 %이다.

바람직하게는, 상기 제한 유닛(60)은 상기 액추에이터(12, 16)의 작동 요구에 따라 입력 xd의 최대 이동 범위를 조정 가능하도록 구성된다.

보다 상세하게, 상기 제한 유닛(60)은 액추에이터(26)에 의해 운반된다.

도시된 경우에, 상기 제한 유닛(60)은:

- 상기 로드(34)의 축에 직교하는 축을 가지는 내부에 나사가 형성된 실린더(61)로서, 상기 실린더를 통하여 상기 로드(34)가 통과하며, 상기 로드(34)의 언로드부(unloaded portion)(63) 내부에 유격(play)을 가지도록 배치된 내부에 나사가 형성된 실린더(61); 와

-상기 실린더(61)에 나사 결합된 나사 헤드(62).

를 포함한다(도 2).

상기 실린더(61)는, 언로드부(63)의 길이와 로드(34)의 슬라이딩 방향에 평행하게 측정된 실린더(61) 직경 사이의 반차(semidifference)와 동일한 이동을 위해 상기 로드(34)의 병진 이동을 허용한다.

입력 xd의 최대 이동 범위를 조절할 필요가있을 때, 상기 로드(34)의 최대 이동을 조절할 수 있도록 하기 위하여 상기 언로드부(63)에 삽입된 실린더(61)의 직경을 변화시키는 것으로 충분하다.

액추에이터(26)는 또한 로드(34)와 동축이며 원하는 중심 위치에서 로드(34)를 탄성적으로 예압(preload)하도록 설계된 한 쌍의 스프링(65, 66), 도시된 경우d에는 코일 스프링,을 포함한다.

상기 제어 수단(33)은 각각의 피스톤(31, 32) 및 관련된 챔버(35, 36)에 대하여,

- 한 쌍의 입구(43, 44) 및 출구(45)를 포함하는 관련된 밸브(41a, 41b);

- 한 쌍의 입구(46, 47) 및 한 쌍의 출구(48, 49)를 포함하는 관련된 밸브(42a, 42b);

- 압력 하에서 오일을 함유하는 환경 및 관련된 밸브(41a, 41b)의 입구(43)에 유체 연결되는 라인(58); 과

- 배출 압력에서의 환경과 관련된 밸브(41a, 41b)의 입구(44)에 유체 연결되고, 관련된 밸브(42a, 42b)의 입구(47)에 유체 연결되는 바이 패스(57)를 포함하는 라인(59)을 포함한다.

각각의 밸브(41a, 41b)는

- 입구(43)와 출구(45)를 유체 연결하고 입구(44)를 배출하는 각각의 제 1 위치(도 3에 도시됨)로; 그리고

- 입구(43)를 배출하고 입구(44)와 출구(45)를 유체 연결하는 각각의 제 2 위치로; 선택적으로 움직일 수 있다.

각각의 밸브(42a, 42b)는

- 입구(46, 47)를 출구(48, 49)와 각각 유체적으로 연결, 따라서 개구부(37, 38)와도 유체적으로 연결되는 각각의 제 1 위치로; 또는

- 입구(46, 47)를 출구(49, 48)와 각각 유체적으로 연결, 따라서 개구부(37, 38)와도 유체적으로 연결되는 각각의 제 2 위치로; 또는

- 입구(46, 47) 및 출구(49, 48)가 배출 라인에 유체 연결되는 제 3의 개별 위치(도 3에 도시됨)로;

선택적으로 이동할 수 있다.

상기 제어 수단(33)은 또한 다음을 포함한다 :

- 피스톤(31)과 관련된 밸브들(41a, 41b ; 42a, 42b)를 제어하도록 프로그램된 제어 유닛(51)(도 3에 개략적으로 도시됨); 과

- 피스톤(32)과 관련된 밸브들(41a, 41b ; 42a, 42b)를 제어하도록 프로그램된 제어 유닛(52)(도 3에 개략적으로 도시됨); 과

- 상기 제어 유닛들(51, 52) 중 하나가 고장난 경우에 사용하기 위한 백업 제어 유닛(53).

상기 제어 유닛(51, 52, 53)은 각각의 디지털 버스(54)를 통해 헬리콥터(1)의 비행 제어 시스템(55)에 전기적으로 연결된다.

보다 상세하게는, 상기 비행 제어 시스템(55)은 헬리콥터를 안정시키기 위해, 상기 헬리콥터(1)의 위치 및 자세의 특정한 중요 특성의 측정값과 이들 특성에 대한 대응하는 원하는 값에 기초하여 상기 로드(34)에 대한 원하는 이동값을 결정하도록 프로그램된다.

상기 비행 제어 시스템(55)은 또한 상기 원하는 값을 디지털 버스(54)를 통해 제어 유닛(51, 52, 53)으로 전송하도록 프로그램된다.

상기 제어 유닛(51, 52, 53)은 다음과 같이 프로그램된다:

- 상기 원하는 값에 기초하여, 밸브들(41a, 41b; 42a, 42b)에 대한 적절한 제어 규칙을 계산하고;

- 상기 비행 제어 시스템(55)으로 피드백 신호를 전송함.

이러한 방식으로, 상기 제어 수단(33)은 피스톤(31 및 32)에 작용하는 제 1 및 제 2 힘의 값을 서로 독립적인 방식으로 조정한다.

상기 헬리콥터(1)는 또한, 섹션 F에서 상기 가산기 레버(21)에 작용 가능하게 연결되고 방향(E)에 평행하게 슬라이딩하며 상기 제어 밸브(27)를 명령하도록 설계된 레버(80)(도 2 및 도 3)를 포함한다.

보다 구체적으로, 상기 레버(80)는 섹션 F의 각각의 대향하는 측면 상에 배열된 한 쌍의 아암(81)을 포함한다.

도 3을 참조하면, 각각의 제어 밸브(27)는 :

- 각각의 밸브(42a, 42b)의 출구(47, 48)에 유체 연결되는 한 쌍의 입구(88, 89); 와

- 한 쌍의 출구(90, 91)를 포함한다.

각각의 제어 밸브(27)는 상기 레버(80)의 각각의 아암에 의해 다음 위치 사이에서 이동 가능하다 :

- 입구(88, 89)가 배출되는 제 1 중립 위치(도 3에 도시됨);

- 입구(88, 89)가 각각 출구(90, 91)에 유체 연결되는 제 2 위치; 와

- 입구(88, 89)가 각각 출구(91, 90)에 유체 연결되는 제 3 위치.

보다 구체적으로, 상기 제어 밸브(27)는, 일반적으로 각각의 제 1 중립 위치에 배열되고, 상기 레버(80)의 관련된 아암(81)에 의하여 제어 레버(19)의 작동에 따라 각각의 제 2 위치 또는 제 3 위치로 이동되고, 일단 상기 액추에이터(12)가 원하는 위치에 도달하면. 각각의 제 1 위치로 복귀된다.

도 2를 참조하면, 각각의 제어 밸브(27)는 :

- 입구(88, 89) 및 출구(90, 91)를 규정하는 케이싱(86); 과

- 케이싱(86) 내부에서 밀봉식으로 슬라이딩하고 레버(80)의 각각의 아암(81)에 연결된 피스톤(87);을 포함한다.

각각의 제어 밸브(27)의 케이싱(86) 및 피스톤(87)은 차례로 다음을 규정한다 :

- 관련된 입구(88) 및 출구(90)가 면하는(face) 챔버(92); 와

- 관련된 입구(89) 및 출구(91)가 면하는 챔버(93).

상기 액추에이터(12)는 다음을 포함한다 :

- 케이싱(95); 및

- 로드(97)와 상기 로드(97)로부터 돌출되고 케이싱(95) 내부에서 밀봉식으로 슬라이딩하는 한 쌍의 릿지(rigde)(98, 99)를 포함하는 피스톤(96).

상기 케이싱(95) 및 릿지(98)는, 상기 릿지(98)의 각각의 대향하는 단부에 배치되고 상기 제어 밸브(27) 중 하나의 각각의 출구(90, 91)에 유체 연결되는 각각의 입구(102, 103)를 구비한 한 쌍의 챔버(100, 101)를 규정한다.

상기 케이싱(95) 및 릿지(99)는, 상기 릿지(99)의 각각의 대향하는 단부에 배치되고 다른 제어 밸브(27)의 각각의 출구(90, 91)에 유체 연결되는 각각의 입구(106, 107)를 구비한 한 쌍의 챔버(104, 105)를 규정한다.

이러한 방식으로, 상기 제어 밸브(27)는 레버(80)의 위치, 및 결과적으로 가산기 레버(21)에 기초하여 상기 액추에이터(12)의 로드(97)의 위치를 제어한다.

마지막으로, 상기 로드(97)는 각각의 레버(19)에 연결된 피드백 레버(110)를 포함한다.

보다 상세하게, 상기 피드백 레버(110)는 케이싱(95)의 외부에 위치된 로드(97)의 축 방향 단부(111)에 연결된다.

상기 피드백 레버(110)는 또한 받침점(c)에서 레버(19)에 연결되어, 로드(97)의 병진 이동, 가산기 레버(21) 및 지점(D)의 병진 이동을 야기하여 레버(80)가 각각의 중립 위치로 복귀되도록 한다.

상기 헬리콥터(1)의 작동은 단지 액추에이터(12), 대응하는 레버(19), 가산기 레버(21) 및 출력 부재(22), 그리고 대응하는 SCAS(20)를 참조하여 설명된다.

또한, 상기 헬리콥터(1)의 작동은, 레버(80)가 제어 밸브(27)를 각각의 제 1 중립 위치에 유지하는 도 2에 도시된 구성으로부터 시작하여 설명된다. 이 구성에서, 피스톤(96) 및 따라서 블레이드(9, 14)는 제 1 작동 위치에 배치된다.

보다 상세하게, 파일럿은 비행 제어부(10, 11, 15)에 작용하여, 파일럿에 의해 주어진 명령과 연관된 각도에 의해 받침점 C에 대한 레버(19)의 회전을 야기하고 입력 신호 xi를 발생시킨다.

상기 비행 제어 시스템(55)은 출력 부재(22) 및 로드(34)(예를 들어,도 2 및 도 3을 참조하여 오른쪽을 향한) 및 대응하는 제 2 입력 신호(xd)에 대한 원하는 병진 이동 값을 생성한다. 이들 원하는 병진 이동 값 및 입력 신호는, 헬리콥터(1)의 위치 및 자세의 특정한 중요 특성의 측정된 값과 이들 특성에 대한 대응하는 원하는 값 사이의 비교에 기초하여 결정된다.

이들 원하는 병진 이동 값은 비행 제어 시스템(55)에 의해 각각의 디지털 버스(54)에 의해 SCAS(20)의 제어 유닛(51, 52)으로 전송된다.

상기 SCAS(20)의 제어 유닛(51, 52)은 엑츄에이터(26)의 피스톤(31,32)과 각각 관련된 밸브들(41a 41b; 42a, 42b)을 제어하고, 이에 의하여 상기 로드(34) 및 출력 부재(22)의 이동을 야기한다.

보다 구체적으로, 라인(58) 내에서 순환하는 압력 하의 오일은 각각의 피스톤(31, 32)에 대한 제 1 및 제 2 힘을 결정하고, 로드(34)를 제 2 입력 신호(xd)와 관련된 위치에 놓는다.

피스톤(31, 32)과 로드(34)의 병진 이동과 마찬가지로, 기계적으로 직렬로 배열된 피스톤(31, 32)이 동일하다는 것을 강조하는 것이 중요하다.

상기 제한 유닛(60)은 2 개의 단부 위치 사이에서 상기 로드(34)의 이동을 제한하여, 입력 신호 xd의 이동 범위를 입력 신호 xi의 적절한 부분으로 제한한다.

입력 신호 xd의 이동 범위, 및 결과적으로 상기 언급된 2 개의 단부 위치 사이의 거리는 상기 액추에이터(12)의 작동 요구에 따라 조정 가능하다는 것을 강조하는 것이 중요하다.

상기 가산기 레버(21)는 레버(19)와 출력 부재(22)의 합과 동일한 거리만큼 병진 이동하여, 출력 신호(xv)를 입력 신호(xi, xd)의 합과 동일하게 한다.

이러한 방식으로, 비행 제어부(10, 11, 15)를 통해 파일럿에 의해 주어진 명령은 SCAS(20)에 의해 생성된 입력 신호(xd)에 추가되어 외부 교란에 대한 헬리콥터(1)의 거동을 안정화시킨다.

출력 신호 xv는 가산기 레버(21)에 의해 레버(80) 및 제어 밸브(27)를 통하여 상기 액추에이터(12)로 전달된다.

보다 구체적으로, 상기 가산기 레버(21)의 병진 이동은 도 2 및 3을 참조하여, 레버(80)의 아암(81)을 방향(E)에 평행하게, 예를 들어 오른쪽을 향하여 병진 이동시킨다.

이 병진 이동은 각각의 제어 밸브(27)를 대응하는 제 1 중립 위치로부터 각각의 제 2 위치 또는 제 3 위치로 이동하게 한다.

보다 구체적으로, 상기 아암(81)의 병진 이동은 제어 밸브(27)의 피스톤(87)의 병진 이동을 야기하여, 이에 의하여 액추에이터(12)의 챔버(101) 내부의 압력을 변화시키고, 결과적으로 블레이드(9, 14)에 연결된 피스톤(96)을 제 1 작동 위치로부터 제 2 작동 위치로 이동시킨다.

상기 피드백 레버(110)는 피스톤(96)의 로드(97)와 함께 병진 이동하여, 받침점(C)의 병진 이동, 결과적으로 지점(D)과 섹션(F), 가산기 레버(21) 및 아암(81)의 병진 이동을 초래하여, 상기 제어 밸브(27)를 각각의 제 1 중립 위치로 다시 복귀시키고 상기 액추에이터(12)를 제 2 작동 위치로 유지한다.

본 발명에 따른 SCAS(20) 및 방법의 검토로부터, 그와 함께 얻을 수 있는 이점이 명백하다.

특히, SCAS(20)는, 케이싱(30) 내부에서 서로 일체로 이동 가능하고 이동 부재(22)에 작용 가능하게 연결된 한 쌍의 피스톤(31, 32)과, 상기 피스톤(31,32)에 제 1 및 제 2의 서로 다른 힘을 가하도록 구성된 제어 수단(33)을 포함한다.

다시 말해서, 상기 피스톤(31, 32)은 기계적으로 직렬로 배열되어 동일한 병진 이동을 나타낸다.

이로 인해, 상기 피스톤(31, 32) 상에 단지 작용함으로써 상기 액추에이터(12, 16)의 완전한 권한을 유지할 수 있다.

보다 상세하게는, 밸브들(42a, 42b) 중 하나에 고장이 발생한 - 따라서 관련된 피스톤(31, 32)을 실질적으로 움직일 수 없는 - 경우 각각의 밸브(41a,41b)을 작동시킴으로써 고장난 밸브를 고립시킴에 의하여 제어 수단(33)이 개입하는 것으로 충분하며, 그러면 여전히 작동하는 밸브(41a, 41b)가 로드(34)를 이동시키도록 제어하고, 따라서 상기 액추에이터(12, 16)가 임의의 위치로 이동한다.

다시 말해서, 상기 밸브들(42a, 42b) 중 하나가 고장난 경우에, 상기 액추에이터(12)에 대한 완전한 통제를 유지하기 위하여, 상기 밸브(42a, 42b) 중 다른 하나에 의해 제어되는 피스톤(31, 32)의 이동을 증가시킬 필요가 없다.

이러한 방식으로, 상기 피스톤(31, 32) 중 하나의 하드 오버 상태(hardover condition)를 특히 참조하면, 단지 몇 분의 1 초 동안 만이라도 상기 액추에이터(12)에 대한 완전한 통제가 달성될 수 없게 되는 리스크가 완화된다.

피스톤(31, 32)이 병렬 대신에 기계적으로 직렬로 배열되어 있기 때문에, SCAS(20)에 의해 요구되는 레버의 수를 감소시킬 수 있어, SCAS의 제조 및 메인터넌스를 단순화시킨다. 이는 이들 레버를 위한 사용 가능한 공간이 매우 제한되어 있다는 사실을 고려할 때 특히 유리하다.

또한, 상기 제어 유닛(51, 52)은 SCAS(20)에 실려 다음과 같이 프로그램된다 :

- 밸브(41a, 41b; 42a, 42b)에 대한 적절한 제어 규칙을 결정하고;

- 상기 피드백 신호를 상기비행 제어 시스템(55)으로 전송함.

이러한 방식으로, 비행 제어 시스템(55)과 SCAS(20) 사이의 케이블링(cabling)을 감소시킬 수 있고, 또한 헬리콥터(1)에서 발생된 불가피한 간섭이, 알려진 유형의 본 명세서의 도입부에서 기술되었던 솔루션에 대하여 신호의 정확한 전송을 변경할 수 있는 위험을 감소시킬 수 있다.

상기 헬리콥터(1)는 또한 복수의 제한 장치(60)를 포함하고, 이 제한 장치는 각각의 액추에이터(12)의 작동 특성에 따라 제 2 입력(xd)의 최대 이동 범위를 조정하여 헬리콥터(1)의 작동을 최적화 할 수 있다.

마지막으로, 본원 청구범위에 정의된 보호범위를 벗어나지 않으면서 상기 SCAS(20)에 관한 수정 및 변형이 이루어질 수 있음은 명백하다.

마찬가지로, 상기 헬리콥터(1)는, 직항 비행 제어부(10, 11, 15), 즉 기계식 또는 유압식으로, 비행면에 직접 연결되는 제어부를 갖는 비행기일 수 있다.

Claims (33)

1. 항공기(1)를 위한 안정성 및 명령 증강 시스템(20)으로서,
   - 파일럿(pilot) 입력 장치(10, 11, 15)에 의해 제 1 입력(xi)을 규정하는 제 1 위치로 이동 가능한 제 1 부재(19);
   - 제 2 입력(xd)과 관련된 제 2 위치로 이동 가능한 제 2 부재(22);
   - 상기 제 1 및 제 2 입력(xi, xd)을 합산하고, 상기 항공기(1)의 제어 대상 요소(9, 14)에 대한 명령을 규정하는 출력 신호(xv)를 공급하도록 구성된 가산기 장치(21);
   - 케이싱(30);
   - 상기 케이싱(30) 내부에서 서로 일체로 이동 가능하고 상기 제 2 부재(22)에 작용 가능하게(operatively) 연결된 제 1 및 제 2 피스톤(31, 32); 및
   - 상기 제 1 피스톤에 제 1 힘을 가하고 상기 제 2 피스톤(31, 32)에 제 2 힘을 가하도록 구성된 제어 수단(33);을 포함하고,
   상기 제 2 힘은 사용시 상기 제 1 힘과 독립적이며;
   상기 제어 수단(33)은,
   - 상기 제 1 피스톤(31)에 상기 제 1 힘을 가하도록 구성된 제 1 밸브(42a);
   및
   - 상기 제 2 피스톤(32)에 상기 제 2 힘을 가하도록 구성된 적어도 하나의 제 2 밸브(42b)를 더 포함하고;
   상기 케이싱(30)은 제 1 챔버(35) 및 제 2 챔버(36)를 규정하고, 상기 제 1 챔버 및 제 2 챔버의 내부에서 상기 제 1 및 제 2 피스톤(31, 32)이 각각 밀봉식으로 슬라이딩하며;
   상기 제 1 밸브(42a)는, 상기 제 1 피스톤(31)의 각각의 대향하는 단부에 배열된 상기 제 1 챔버(35)의 제 1 부분들에서의 제 1 차압(differential pressure) 값을 생성하도록 선택적으로 제어 가능하고;
   상기 제 2 밸브(42b)는, 상기 제 2 피스톤(32)의 각각의 대향하는 단부에 배열된 상기 제 2 챔버(36)의 제 2 부분들에서의 제 2 차압 값을 생성하도록 선택적으로 제어 가능하며;
   상기 케이싱(30) 내부에서 슬라이딩하는 로드(34)를 포함하고, 상기 제 1 및 제 2 피스톤(31, 32)은 상기 로드 상에 고정되며, 상기 제 1 및 제 2 피스톤이 상기 제 2 부재(22)와 일체로 이동 가능하고;
   제 1 정지 위치와 제 2 정지 위치 사이에서 상기 제 2 부재(22)의 이동을 위한 조정 가능한 제한 장치(60)를 포함하고;
   상기 제 1 및 제 2 정지 위치 중 적어도 하나는 선택적으로 조정 가능하며;
   상기 조정 가능한 제한 장치(60)는 :
   - 상기 로드(34)의 축과 직교하는 축을 가지는 내부 나사 형성 실린더(61)로서, 상기 실린더를 통하여 상기 로드(34)가 통과하고, 상기 실린더는 상기 로드(34)의 언로드부(unloaded portion)(63) 내부에 유격(play)을 가지도록 배치된 내부 나사 형성 실린더(61); 와
   - 상기 실린더(61)에 나사 결합된 나사 헤드(62);를 포함하는 것을 특징으로 하는 시스템.
2. 제 1 항에 있어서,
   상기 제어 수단(33)은 상기 제 2 입력 신호(xi)와 관련된 명령을 수신하기 위해 비행 제어 시스템(55)에 전자적으로 연결될 수 있고, 상기 제어 수단이 상기 명령에 기초하여 상기 제 2 부재(22)를 이동시키도록 프로그램된 것을 특징으로 하는 시스템.
3. 제 2 항에 있어서,
   상기 명령을 상기 제어 수단(33)으로 전송하도록 설계된 디지털 버스(54)를 포함하는 것을 특징으로 하는 시스템.
4. 제 2 항에 있어서,
   상기 제어 수단(33)은, 상기 제 1 밸브(42a)를 제어하도록 프로그램된 제 1 제어 유닛(51)과 상기 제 2 밸브(42b)를 제어하도록 프로그램된 제 2 제어 유닛(52)을 포함하는 것을 특징으로 하는 시스템.
5. 제 4 항에 있어서,
   상기 제어 수단(33)은 제 3 백업 제어 유닛(53)을 포함하는 것을 특징으로 하는 시스템.
6. 제 5 항에 있어서,
   상기 제한 장치(60)는 상기 케이싱(31) 상에 운반되는 것을 특징으로 하는 시스템.
7. 제 1 항에 있어서,
   상기 제 2 부재(22)의 위치를 제어하고 상기 제 2 입력(xd)을 결정하도록 구성된 액추에이터(26)를 포함하고;
   상기 액추에이터(26)는 상기 케이싱(30), 상기 제 1 및 제 2 피스톤(31, 32) 및 상기 제어 수단(33)을 포함하는 것을 특징으로 하는 시스템.
8. 제 7 항에 있어서,
   상기 제어 수단(33)은 :
   - 상기 제 1 밸브(42a) 및 상기 제 2 밸브(42b);
   - 상기 제 1 피스톤(51)과 관련된 상기 제 1 밸브(42a)를 제어하도록 프로그램된 상기 제 1 제어 유닛(51);
   - 상기 제 2 피스톤(52)과 관련된 상기 제 2 밸브(42b)를 제어하도록 프로그램된 상기 제 2 제어 유닛(52); 과
   - 상기 제 1 제어 유닛(51) 및 제 2 제어 유닛(52) 중 하나가 고장난 경우에 사용되는 상기 백업 제어 유닛(53);을 포함하는 것을 특징으로 하는 시스템.
9. 제 8 항에 있어서,
   - 각각의 한 쌍의 제 1 입구 및 제 2 입구(43, 44) 및 각각의 출구(45)를 각각 포함하는 제 3 및 제 4 밸브(41a, 41b);
   - 압력 하에서의 작동 유체를 포함하는 환경 및 상기 각각의 제 1 및 제 2 입구(43, 44)에 유체 연결되는 제 1 라인(58);
   - 배출 압력에서의 제 2 환경에 그리고 상기 각각의 제 3 및 제 4 밸브(41a, 41b)의 상기 제 1 및 제 2 입구(43, 44)에 유체 연결되며, 각각의 제 1 및 제 2 밸브(42a, 42b)의 추가적인 입구(47)에 유체 연결되는 바이패스(57)를 포함하는 제 2 라인(59);을 포함하는 것을 특징으로 하는 시스템.
10. 제 9 항에 있어서,
    각각의 제 3 및 제 4 밸브(41a, 41b)는,
    - 각각의 상기 제 1 입구(43)와 상기 각각의 출구(45)를 유체 연결하고, 상기 제 2 입구(44)를 배출시키는 각각의 제 1 위치; 와
    - 각각의 상기 제 1 입구(43)를 배출하고, 상기 각각의 출구(45)와 상기 제 2 입구(44)를 유체 연결하는 각각의 제 2 위치; 로 선택적으로 이동 가능한 것을 특징으로 하는 시스템.
11. 제 10 항에 있어서,
    상기 제 1 제어 유닛(51)은 상기 제 1 피스톤(31)과 관련된 상기 제 3 밸브(41a)를 제어하도록 프로그램되고, 상기 제 2 제어 유닛(52)은 상기 제 2 피스톤(32)과 관련된 상기 제 4 밸브(41b)를 제어하기 위해 프로그램되는 것을 특징으로 하는 시스템.
12. - 적어도 하나의 파일럿 작동 가능한 비행 제어부(10, 11, 15);
    - 적어도 하나의 제어 대상 요소(9, 14);
    - 상기 제어 대상 요소(9, 14) 및 상기 적어도 하나의 비행 제어부(10, 11, 15)에 작용 가능하게 연결된 적어도 하나의 액추에이터(12, 16);
    - 비행 제어 시스템(55); 과
    - 제 1 항에 따른 적어도 하나의 안정성 및 명령 증강 시스템(20);을 포함하는 항공기.
13. 제 12 항에 있어서,
    상기 제어 수단(33)은 상기 제 2 입력 신호(xd)와 관련된 명령을 수신하기 위해 상기 비행 제어 시스템(55)에 전자적으로 연결될 수 있고 또한 상기 명령에 기초하여 상기 제 2 부재를 이동시키도록 프로그램되는 것을 특징으로 하는 항공기.
14. 제 13 항에 있어서,
    상기 제 1, 제 2 및 백업 제어 유닛(51, 52, 53)은 각각의 디지털 버스(54)에 의해 전기적으로 연결되는 것을 특징으로 하는 항공기.
15. 제 14 항에 있어서,
    상기 비행 제어 시스템(55)은 상기 항공기(1)를 안정화시키기 위하여, 상기 항공기(1)의 위치 및 자세의 특정한 중요 특성의 측정값과, 상기 특성들에 대한 대응하는 원하는 값에 기초하여, 상기 로드(34)에 대한 원하는 이동 값을 결정하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 항공기.
16. 제 13 항에 있어서,
    상기 제 1 및 제 2 제어 유닛(51, 52)은 :
    - 상기 제 1 및 제 2 밸브(42a, 42b) 및 상기 제 3 및 제 4 밸브(41a, 41b)에 대한 적절한 제어 규칙을 결정하고;
    - 상기 비행 제어 시스템(55)으로 피드백 신호를 전송하도록; 프로그램되는 것을 특징으로 하는 항공기.
17. 항공기(1)의 안정화 및 명령 방법으로서,
    i) 제 1 부재(2)를 제 1 입력(xi)을 규정하는 제 1 위치로 이동시키기 위해 비행 제어부(10, 11, 15)를 작동시키는 단계;
    ii) 제 2 부재(22)를 제 2 입력(xd)과 관련된 제 2 위치로 이동시키는 단계;
    iii) 상기 제 1 및 제 2 입력을 합산하고 상기 항공기(1)의 제어 대상 요소(9,14)에 대한 명령을 규정하는 출력(xv)을 생성하는 단계;
    iv) 제어 수단(33)에 의해, 케이싱(30) 내부에서 상기 제 2 부재(22)에 작용 가능하게 연결된 제 1 및 제 2 피스톤(31, 32)을 이동시키는 단계;
    v) 상기 제 1 피스톤(31)에 제 1 힘을 가하고 상기 제 2 피스톤(32)에 제 2 힘을 가하는 단계; 로서 상기 제 2 힘은 상기 제 1 힘과 독립적인 단계;
    ⅵ) 제 1 밸브(42a)에 의하여 상기 제 1 피스톤(31)에 상기 제 1 힘을 가하는 단계; 및
    ⅶ) 제 2 밸브(42b)에 의해 상기 제 2 피스톤(32)에 상기 제 2 힘을 가하는 단계;를 더 포함하고,
    상기 케이싱(30)은, 그 챔버의 내부에서 상기 제 1 및 제 2 피스톤(31, 32)이 각각 밀봉식으로 슬라이딩하는 제 1 챔버(35) 및 제 2 챔버(36)를 형성하고;
    상기 방법은,
    ⅷ) 상기 제 1 피스톤(31)의 각각의 대향하는 단부에 배열된 상기 제 1 챔버(35)의 제 1 부분들에서의 제 1 차압 값을 생성하도록 상기 제 1 밸브(42a)를 선택적으로 제어하는 단계;
    ⅸ) 상기 제 2 피스톤(32)의 각각의 대향하는 단부에 배열된 상기 제 2 챔버(36)의 제 2 부분들에서의 제 2 차압 값을 생성하도록 상기 제 2 밸브(42b)를 선택적으로 제어하는 단계를 더 포함하고;
    상기 시스템(20)은 상기 케이싱(30) 내부에서 슬라이딩하는 로드(34)를 더 포함하고, 상기 제 1 및 제 2 피스톤(31, 32)은 상기 로드 상에 고정되며, 상기 제 1 및 제 2 피스톤이 상기 제 2 부재(22)와 일체로 이동 가능하고;
    상기 방법은,
    x) 제 1 정지 위치와 제 2 정지 위치 사이에서 상기 제 2 부재(22)의 이동을 제한하는 단계;
    xⅰ) 상기 제 1 및 제 2 정지 위치 중 적어도 하나를 선택적으로 조정하는 단계;를 더 포함하고,
    상기 조정 가능한 제한 장치(60)는 :
    - 상기 로드(34)의 축과 직교하는 축을 가지는 내부 나사 형성 실린더(61)로서, 상기 실린더를 통하여 상기 로드(34)가 통과하고, 상기 실린더는 상기 로드(34)의 언로드부(63) 내부에 유격(play)을 가지도록 배치된 내부 나사 형성 실린더(61); 와
    - 상기 실린더(61)에 나사 결합된 나사 헤드(62);를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
18. 제 17 항에 있어서,
    ⅹⅱ) 상기 제어 수단(33)을 비행 제어 시스템(55)에 전자적으로 연결하여 상기 제 2 입력 신호(xi)와 관련된 명령을 수신하는 단계; 및
    ⅹⅲ) 상기 명령에 기초하여 상기 제 2 부재(22)를 이동시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
19. 항공기(1)를 위한 안정성 및 명령 증강 시스템(20)으로서,
    - 파일럿 입력 장치(10, 11, 15)에 의해 제 1 입력(xi)을 규정하는 제 1 위치로 이동 가능한 제 1 부재(19);
    - 제 2 입력(xd)과 관련된 제 2 위치로 이동 가능한 제 2 부재(22);
    - 상기 제 1 및 제 2 입력(xi, xd)을 합산하도록 구성되고, 상기 항공기(1)의 제어 대상 요소(9, 14)에 대한 명령을 규정하는 출력 신호(xv)를 공급하도록 구성된 가산기 장치(21);
    - 상기 제 2 부재(22)의 위치를 제어하고 상기 제 2 입력(xd)을 결정하도록 구성된 액추에이터(26);
    - 케이싱(30);
    - 상기 케이싱(30) 내부에서 서로 일체로 이동 가능하고 상기 제 2 부재(22)에 작용 가능하게 연결된 제 1 및 제 2 피스톤(31, 32);
    - 상기 제 1 피스톤에 제 1 힘을 가하고 상기 제 2 피스톤(31, 32)에 제 2 힘을 가하도록 구성된 제어 수단(33);
    - 상기 제 1 피스톤(31)에 상기 제 1 힘을 가하도록 구성된 제 1 밸브(42a);
    및
    - 상기 제 2 피스톤(32)에 상기 제 2 힘을 가하도록 구성된 적어도 하나의 제 2 밸브(42b);를 포함하고,
    상기 제어 수단(33)은, 상기 제 1 밸브(42a)를 제어하도록 프로그램된 제 1 제어 유닛(51)과 상기 제 2 밸브(42b)를 제어하도록 프로그램된 제 2 제어 유닛(52)을 포함하며,
    상기 액추에이터(26)는 상기 케이싱(30), 상기 제 1 및 제 2 피스톤(31, 32) 및 상기 제어 수단(33)을 포함하고;
    상기 제어 수단(33)은,
    - 상기 제 1 밸브(42a)와 상기 제 2 밸브(42b);
    - 상기 제 1 피스톤(31)과 관련된 상기 제 1 밸브(42a)를 제어하도록 프로그램된 제 1 제어 유닛(51);
    - 상기 제 2 피스톤(32)과 관련된 상기 제 2 밸브(42b)를 제어하도록 프로그램된 제 2 제어 유닛(52);
    - 상기 제 1 제어 유닛(51) 및 제 2 제어 유닛(52) 중 하나가 고장난 경우에 사용되는 백업 제어 유닛(53);을 포함하고,
    상기 제어 수단(33)은 상기 제 2 입력 신호(xi)와 관련된 명령을 수신하기 위해 비행 제어 시스템(55)에 전자적으로 연결될 수 있고 상기 명령에 기초하여 상기 제 2 부재(22)를 이동시키도록 프로그램되는 것을 특징으로 하는 시스템.
20. 제 19 항에 있어서,
    상기 명령을 상기 제어 수단(33)으로 전송하도록 설계된 디지털 버스(54)를 포함하는 것을 특징으로하는 시스템.
21. 제 20 항에 있어서,
    - 각각의 한 쌍의 제 1 입구 및 제 2 입구(43, 44) 및 각각의 출구(45)를 각각 포함하는 제 3 및 제 4 밸브(41a, 41b);
    - 압력 하에서의 작동 유체를 포함하는 환경 및 상기 각각의 제 1 및 제 2 입구(43, 44)에 유체 연결되는 제 1 라인(58);
    - 배출 압력에서의 제 2 환경에 그리고 상기 각각의 제 3 및 제 4 밸브(41a, 41b)의 상기 제 1 및 제 2 입구(43, 44)에 유체 연결되며, 각각의 제 1 및 제 2 밸브(42a, 42b)의 추가적인 입구(47)에 유체 연결되는 바이패스(57)를 포함하는 제 2 라인(59);을 포함하는 것을 특징으로 하는 시스템.
22. 제 21 항에 있어서,
    각각의 제 3 및 제 4 밸브(41a, 41b)는,
    - 각각의 상기 제 1 입구(43)와 상기 각각의 출구(45)를 유체 연결하고, 상기 제 2 입구(44)를 배출시키는 각각의 제 1 위치; 와
    - 각각의 상기 제 1 입구(43)를 배출하고, 상기 각각의 출구(45)와 상기 제 2 입구(44)를 유체 연결하는 각각의 제 2 위치; 로 선택적으로 이동 가능한 것을 특징으로 하는 시스템.
23. 제 22 항에 있어서,
    상기 제 1 제어 유닛(51)은 상기 제 1 피스톤(31)과 관련된 상기 제 3 밸브(41a)를 제어하도록 프로그램되고, 상기 제 2 제어 유닛(52)은 상기 제 2 피스톤(32)과 관련된 상기 제 4 밸브(41b)를 제어하기 위해 프로그램되는 것을 특징으로 하는 시스템.
24. - 적어도 하나의 파일럿 작동 가능한 비행 제어부(10, 11, 15);
    - 적어도 하나의 제어 대상 요소(9, 14);
    - 상기 제어 대상 요소(9, 14) 및 상기 적어도 하나의 비행 제어부(10, 11, 15)에 작용 가능하게 연결된 적어도 하나의 액추에이터(12, 16);
    - 비행 제어 시스템(55); 과
    - 제 1 항에 따른 적어도 하나의 안정성 및 명령 증강 시스템(20);을 포함하는 항공기.
25. 제 24 항에 있어서,
    상기 제어 수단(33)은 상기 제 2 입력 신호(xd)와 관련된 명령을 수신하기 위해 상기 비행 제어 시스템(55)에 전자적으로 연결될 수 있고 또한 상기 명령에 기초하여 상기 제 2 부재를 이동시키도록 프로그램되는 것을 특징으로 하는 항공기.
26. 제 25 항에 있어서,
    상기 제 1, 제 2 및 백업 제어 유닛(51, 52, 53)은 각각의 디지털 버스(54)에 의해 상기 비행 제어 시스템(55)과 전기적으로 연결되는 것을 특징으로 하는 항공기.
27. 제 26 항에 있어서,
    상기 케이싱(30)은 제 1 챔버(35) 및 제 2 챔버(36)를 규정하고, 상기 제 1 챔버 및 제 2 챔버의 내부에서 상기 제 1 및 제 2 피스톤(31, 32)이 각각 밀봉식으로 슬라이딩하며;
    상기 제 1 밸브(42a)는, 상기 제 1 피스톤(31)의 각각의 대향하는 단부에 배열된 상기 제 1 챔버(35)의 제 1 부분들에서의 제 1 차압 값을 생성하도록 선택적으로 제어 가능하고;
    상기 제 2 밸브(42b)는, 상기 제 2 피스톤(32)의 각각의 대향하는 단부에 배열된 상기 제 2 챔버(36)의 제 2 부분들에서의 제 2 차압 값을 생성하도록 선택적으로 제어 가능하며;
    상기 시스템은 상기 케이싱(30) 내부에서 슬라이딩하는 로드(34)를 포함하고, 상기 제 1 및 제 2 피스톤(31, 32)은 상기 로드 상에 고정되며, 상기 제 1 및 제 2 피스톤이 상기 제 2 부재(22)와 일체로 이동 가능하고;
    상기 비행 제어 시스템(55)은 상기 항공기(1)를 안정화시키기 위하여, 상기 항공기(1)의 위치 및 자세의 특정한 중요 특성의 측정값과, 상기 특성들에 대한 대응하는 원하는 값에 기초하여, 상기 로드(34)에 대한 원하는 이동 값을 결정하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 항공기.
28. 제 21 항에 있어서,
    상기 제 1 및 제 2 제어 유닛(51, 52)은 :
    - 상기 제 1 및 제 2 밸브(42a, 42b) 및 상기 제 3 및 제 4 밸브(41a, 41b)에 대한 적절한 제어 규칙을 결정하고;
    - 상기 비행 제어 시스템(55)으로 피드백 신호를 전송하도록; 프로그램되는 것을 특징으로 하는 항공기.
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