KR20040010042A

KR20040010042A - 파워 레버 촉감 큐잉 시스템

Info

Publication number: KR20040010042A
Application number: KR1020027015407A
Authority: KR
Inventors: 쉐퍼조셉엠; 킹데비드더블유; 메라앤일
Original assignee: 벨 헬리콥터 텍스트론 인크.
Priority date: 2000-05-16
Filing date: 2001-05-16
Publication date: 2004-01-31
Also published as: EP1282554A4; DE1282554T1; KR100732926B1; DE60143027D1; EP1282554B1; WO2001089926A9; EP1282554A2; CA2408706A1; WO2001089926A3; JP2004516970A; WO2001089926A2; CA2408706C

Abstract

본 발명은 항공기의 작동 한계에 도달할 때 조종사에게 촉감 신호를 제공하기 위한 파워 레버 촉감 큐잉 시스템에 관한 것이다. 큐잉 시스템은 가변의 드라이브 속도와 가변의 마찰력을 포함하는 촉감 신호를 항공기의 파워 레버에 발생시킨다. 이 큐잉 시스템은 파워 명령이 예정된 작동 한계에 달하였을 때, 기계식 스프링의 사용 없이 스프링과 같은 촉감 신호를 제공한다. 큐잉 시스템은 파워 레버 위치를 하향 조정하고, 항공기와 엔진 상태를 기초한 추가의 마찰력을 제공한다. 상기 큐잉 시스템은 항공기가 그 작동 한계 내에서 다시 작동할 때까지 활동 상태를 유지한다. 조종사는 임의의 상황에서 큐잉 시스템을 무시해도 좋다.

Description

파워 레버 촉감 큐잉 시스템{POWER LEVER TACTILE CUEING SYSTEM}

항공기를 비행시키는 것은 복잡하고 큰 노력이 요구되는 작업이다. 조종사는 일어나고 있는 일을 한번에 많이 알아야 한다. 특히, 조종사는 항공기의 작동 조건과, 파워 시스템 및 비행 제어 시스템 등의 모든 시스템의 작동 조건의 변화를 숙지하고 있어야 한다. 조종사는 이러한 시스템의 현재 상황뿐만 아니라 이들의 작동 한계를 알고 있어야 한다. 이를 위해, 조종사는 작동 조건과 한계를 결정하기 위해 멀티플 엔진 및 토크 게이지를 유심히 검사하여야 한다. 조종사가 이러한 시스템을 주의 깊게 검사하는 것을 실패할 경우 치명적인 문제를 일으킬 수 있다. 항공기의 작동 변수를 감지하는 것을 실패하는 것으로부터 일어날 수 있는 문제점의 예로는 다음과 같다. (1) 토크 한계 혹은 온도 한계를 초과하는 부적절한 파워 명령의 결과로서 조작 비용 및 유비 비용이 증가하게 된다는 문제점. (2) 원 엔진 비작동(OEI) 비행 조건 등과 같이 한정된 엔진 파워로 작동 중에 파워 레버의 데드 존의 결과로서 수직 축 제어를 예측하지 못한다는 문제점.

몇몇 항공기는 제어 레버를 통해 조종사에서 촉감 신호를 제공하여 항공기의 작동 한계에 도달하고 있다는 것을 알리기 위해 기계식 스프링을 이용한다. 이러한 기계식 스프링은 미리 정해진 레벨에 속박되고, 제어기에 예정된 양의 저항력을 공급한다. 이렇게 미리 조절한 레벨은 일단 스프링이 설치되고 나면 바꿀 수가 없다. 더욱이, 이들 기계식 스프링은 항공기 중량을 증가시킨다.

본 발명은 일반적으로 항공기용 조종사 큐잉 시스템에 관한 것이다. 특히, 본 발명은 파워 레버, 콜렉티브(collective) 및 항공기의 스로틀(throttle)을 위한 촉감으로 알 수 있는 조종사 큐잉 시스템에 관한 것이다.

도 1은 본 발명에 따른 파워 레버 촉감 큐잉 시스템을 구비한 수직 이륙 항공기의 사시도이며,

도 2a는 본 발명에 따른 파워 레버 촉감 큐잉 시스템을 구비한 수직 이륙 항공기의 개략적인 도면이고,

도 2b는 본 발명에 따른 파워 레버 촉감 큐잉 시스템용 파워 레버 그립의 사시도이며,

도 3은 본 발명에 따른 파워 레버 촉감 큐잉 시스템용 명령 알고리즘의 개략도이고,

도 4는 본 발명에 따른 파워 레버 촉감 큐잉 시스템을 위한 제어법과 백드라이브 상호 작용을 나타낸 표이며,

도 5는 본 발명에 따른 파워 레버 촉감 큐잉 시스템용 비행 제어 컴퓨터와 항공기 엔진 사이의 계면의 개략도이고,

도 6은 본 발명에 따른 파워 레버 촉감 큐잉 시스템의 일렉트로닉스의 개략도이며,

도 7a 내지 도 7t는 본 발명에 따른 파워 레버 촉감 큐잉 시스템용 비행 제어 컴퓨터와 항공기 엔진 사이의 계면의 개략도이다.

촉감 힘의 크기를 소정의 항공기의 동적인 조건에 따라 변경할 수 있고, 또 기계식 스프링을 불필요하게 만들기 위한 항공기용 파워 레버 촉감 큐잉 시스템을 제공할 필요가 존재한다.

따라서, 촉감 힘의 크기를 소정의 항공기의 동적인 조건에 따라 변경할 수 있고, 또 기계식 스프링을 불필요하게 만들기 위한 항공기용 파워 레버 촉감 큐잉 시스템을 제공하는 데 있다.

전술한 목적은 기계식 스프링을 컴퓨터 제어 소프트웨어, 가변의 마찰 자성 입자 클러치, 전기 트림 모터로 대체한 파워 레버 촉감 큐잉 시스템을 제공함으로써 달성된다. 본 발명의 양호한 실시예에 따르면, 파워 레버 소프트스톱 (softstop)과 파워 레버 백드라이브(backdrive)와 같은 촉감 경보를 이용한다. 이러한 촉감 경보는 파워 명령이 예정된 작동 한계에 도달할 때, 스프링과 유사한 촉감 신호를 제공한다. 백드라이브 명령은 항공기와 엔진의 작동 조건에 기초하여 파워 레버가 가변의 속도에서 하향 조정되도록 해준다. 촉감 신호는 항공기 및 엔진 조건이 더 이상 작동 한계를 초과하지 않을 때까지 활동 상태를 유지한다. 조종사는 비상 상황에서 촉감 신호를 신중히 무시할 수 있다.

본 발명은 다음과 같은 장점을 제공한다. (1) 조종사가 조종실의 멀티플 엔진 및 드라이브 시스템의 게이지를 계속적으로 감시하지 않고 작동 한계를 결정할 수 있게 해줌으로써 조정사의 작업 부하를 덜어준다는 장점. (2) 엔진 및 드라이브 시스템의 작동 한계가 과도하게 될 염려를 줄여 비행 안정성을 증대시킨다는 장점. (3) 작동 한계의 부적절한 초과로부터 파생되는 엔진 및 드라이브 시스템의 정밀 검사를 행할 염려를 줄여 비행 안정성을 증대시킨다는 장점. (4) 조종사가 정상적인 작동 한계를 무시할 수 있게 해주지만 조종사가 구조적 설계의 정적 한계를 무시하지 못하도록 해줌으로써 비행 안정성을 증대시킨다는 장점. (5) 조종사가 멀티플 엔진 및 드라이브 시스템의 게이지를 계속해서 감시하지 않고 작동 한계의 100% 까지 파워를 설정할 수 있게 해줌으로써, 수직 이륙시 최대 총 중량이 가해지는 동안 항공기의 성능을 증대시킨다는 장점. (6) 엔진 한계에서 작동할 때 제어 데드 존을 자동적으로 없앰으로써 엔진 고장에 뒤따르는 조종사의 작업 부하를 경감시킨다는 장점. (7) 자동 조종에 사용되는 장비와 동일한 장비를 사용함으로써 촉감 신호의 저중량 실행을 할 수 있다는 장점. (8) 추진 시스템의 고장으로 인해 항공기가 파워 한계에 달했다는 것을 조종사에게 즉각적인 촉감 신호로 제공한다는 점. (9) 파워 한계가 비행 조건의 함수로서 변할 때, 파워 레버를 수동으로 조정하기 위한 조종사의 요구를 없앤다는 장점. (10) 기계식 스프링의 필요성을 없애 중량을 경감시킨다는 장점.

전술한 목적과 장점 및 다른 장점들은 이하의 본 발명의 상세한 설명을 참조함으로써 더욱 명백해질 것이다.

도 1에는, 본 발명에 따른 파워 레버 촉감 큐잉 시스템(13)을 구비한 수직이륙 항공기(11)가 도시되어 있다. 수직 이륙 항공기(11)는 다음과 같은 부품, 즉 동체(15), 동체(15)의 선미에 연결된 후미 섹션(17), 동체(15)에 연결된 좌측 윙 부재(21a), 동체(15)에 연결된 우측 윙 부재(21b), 좌측 윙 부재(21a)에 피벗 가능하게 연결된 좌측 엔진실(23a), 우측 윙 부재(21b)에 피벗 가능하게 연결된 우측 엔진실(23b), 좌측 엔진실(23a)에 의해 지탱되는 좌측 엔진 및 추진 로터 기어 박스(도시 생략), 우측 엔진실(23b)에 의해 지탱되는 우측 엔진 및 추진 로터 기어 박스(도시 생략), 좌측 엔진 및 추진 로터 기어 박스에 연결된 좌측 추진 로터(25a), 우측 엔진 및 추진 로터 기어 박스에 연결된 우측 추진 로터(25b)를 포함한다. 수직 이륙 항공기(11)는, 이 항공기(11)가 윙 고정식 항공기와 마찬가지로 비행하는 비행기 모드와, 헬리콥터나 다른 회전 날개를 갖는 항공기와 마찬가지로 이륙, 비행, 착륙 및 공중 정지하는 헬리콥터 모드 중 하나에서 작동할 수 있다. 도 1에는, 수직 이륙 항공기(11)는 비행기 모드로 도시되어 있다. 본 발명의 양호한 실시예에서는 수직 이륙 항공기의 용례에 관해 설명하고 있지만, 본 발명은 광범위의 항공기에 적용될 수 있다는 것을 이해해야 한다.

양호한 실시예에 따르면, 큐잉 시스템(13)은 소정의 비행 조건에 반응하여 항공기의 파워 레버를 통해 조종사에 촉감 신호를 발생시키도록 항공기(11)에 사용된다. 본 발명은 수직 이륙 항공기의 용례에 특히 적합하기 때문에, 본 발명은 수직 이륙 항공기(11)를 참조하여 설명될 것이다. 그러나, 상기 큐잉 시스템은 파워 한계를 제어하기 위한 파워 레버, 콜렉티브, 혹은 스로틀의 운동을 수반하는 다른 용례에 사용 가능하다는 것을 이해해야 한다.

도 2에는 파워 레버 촉감 큐잉 시스템(13)이 개략적으로 도시되어 있다. 본 발명에 따르면, 비행 제어 컴퓨터(FCC: 205)(도 4 참조)와 큐잉 시스템(13)이 항공기(11)가 엔진 혹은 드라이브 시스템의 작동 한계에 도달하였거나 근접하고 있다는 것을 검출하였을 때, 화살표 C로 표시된 촉감 힘 신호가 파워 레버(33)에 공급된다. 항공기(11)의 파워 레버(33)는 헬리콥터의 콜렉티브 혹은 날개 고정식 비행기의 스로틀과 비슷하다. 큐잉 시스템(13)은 항공기(11) 도처의 다양한 위치에 배치된 복수개의 엔진 센서(35)를 포함한다. 양호한 실시예에 있어서, 엔진 센서(35)는 소정의 작동 변수, 예컨대 엔진 토크, 전동 토크, 측정 가스 온도 및/또는 엔진실 각도 등의 소정의 작동 변수와 일치하는 센서 신호(37)를 제공한다.

백드라이브 명령 선별기(40)는 엔진 센서(35)로부터의 센서 신호(37)를 받아 촉감 신호를 발생시킨다. 백드라이브 명령 선별기(40)는 항공기(11)의 임의의 작동 한계를 계산하는 복수개의 "레드 라인(red line)" 한계 알고리즘(39)을 포함한다. 백드라이브 명령 선별기(40)는 전체 촉감 신호 명령 알고리즘(41)의 구성 요소이다(도 3 참조). 촉감 신호 알고리즘(41)은 엔진 역학, 항공기 역학 및 시스템의 잠재력에 대한 평가 보상을 포함한다. 알고리즘 신호(43)는 각각의 레드 라인 한계 알고리즘(39)과 일치한다. 센서 신호(37)와 알고리즘 신호(43)는 비교기(45)에 의해 비교된다. 비교기(45)는 알고리즘 신호(43)의 해당 값과 센서 신호(37)의 해당 값을 비교함으로써 파워 한계 오차 신호(47)를 발생시킨다. 파워 한계 오차 신호(47)의 값을 블록(49)에서 질문하여 그 결과를 "YES", "NO" 로 대답한다. 파워 한계 오차 신호(47)가 0이하일 경우, 큐잉 시스템(13)은 결과 "NO" 와 블록(48)에 표시된 바와 같이 파워 레버(33)에 영향을 미치지 않는다. 반면에, 파워 한계 오차 신호(47)가 0보다 크면, 2개의 결과 "YES" 로 표시된 바와 같이 파워 레버(33)에 축감 신호(C)를 제공하게 된다.

촉감 신호(C)는 2개의 구성 요소, 즉 파워 레버(33)를 자동적으로 하향 조정하는 가변의 구동 속도(51)와, 조종사의 명령 운동을 저항하는 가변 마찰력(53)으로 이루어진다. 가변의 구동 속도(51)에 있어서, 동력 레버(33)는 파워 한계 오차 신호(47)에 해당하는 값에 비례하는 속도로 하향 조정되며, 그 속도는 초당 약 0.08 내지 0.8 인치인 것이 바람직하다. 가변의 마찰력(53)에 있어서, 그 힘의 크기는 엔진의 선택된 작동 조건과 항공기(11)의 구동 시스템의 함수이다. 가변 마찰력(53)은 알고리즘에 의해 계산되며, FCC(205)의 블록(55)에 의해 도시되어 있는 바와 같이 "브레이크아웃(breakout)" 힘과 "소프트스톱(softstop)" 힘으로 시뮬레이터 된다. 브레이크아웃 힘은 조종사가 파워 레버(33)를 움직이기 시작할 수 있기 전에 극복해야 하는 발단의 정적 힘이다. 이 브레이크아웃 힘은 약 0.0 내지 0.2 파운드 범위에 있는 것이 바람직하다. 상기 소프트스톱 힘은 조종사가 항공기(11)의 작동 한계를 초과하는 위치를 향해 파워 레버(33)의 연속 이동을 극복해야 하는 증가하는 힘이다. 가변의 마찰력(53)은 소프트스톱 힘이기 때문에, 조종사는 가변의 마찰력(53)을 극복하여 촉감 신호(C)를 통해 파워 레버(33)를 당겨 비상 파워에 접근할 수 있게 된다. 소프트스톱 힘은 약 4.0 내지 8.0 파운드 범위에 있는 것이 바람직하다. 소프트스톱 힘 이하에서, 촉감 신호(C)는 기계식 스프링과 마찬가지로 작동한다. 추가적으로, 큐잉 시스템(13)은 엔진 고장에 반응하여 파워 레버(33)의 즉각적인 작용을 유발하기 때문에, 본 발명은 엔진 한계에서 작동할 때 파워 레버(33)의 컨트롤 데드 존(control deadzone)을 자동적으로 제거함으로써 엔진 고장에 뒤따르는 작업 부하를 감소시킨다. 감소된 작업 부하의 두드러진 일례는 조종사가 30초 엔진 파워 속도를 2분 엔진 파워 속도로 전환할 때이다. 큐잉 시스템(13) 없이, 조종사는 데드 존을 없애기 위해 파워 레버(33)를 가지고 "헌트(hunt)" 되도록 강제되며, 이 도시된 시뮬레이션은 복구의 중요한 기간 동안 7초까지 걸릴 수 있다.

비행을 위한 항공기(11)의 준비에 있어서, 조종사는 블록(57)에 도시된 바와 같이 미리 조절된 파워 레버 마찰 값을 증가시키거나 감소시킴으로써, 파워 레버(33)를 위한 베이스라인 마찰력(59)을 미리 설정할 수 있다. 통상적으로, 베이스라인 마찰력(59)은 약 0.0 내지 3.0 파운드 범위에 있다. 미리 정해진 마찰력(59)은 어큐뮬레이터(61)에서 가변의 마찰력(53)과 조합되어 파워 레버(33)상에 제공되는 전체 마찰력(63)을 생성한다. 전체 마찰력(63)은 약 2.0 내지 8.0 파운드 범위에 있는 것이 바람직하다.

도 2b를 참조하면, 본 발명에 따른 파워 레버 그립(31)이 도시되어 있다. 수직 이륙 항공기(11)는 적어도 2개의 이러한 파워 레버 그립(31)을 포함하며, 하나는 조종사의 파워 레버(33a)에 연결되고 다른 하나는 부조종사의 파워 레버(33b)에 연결된다. 파워 레버 그립(31)은 기계식으로 그리고 전기적으로 파워 레버(33a, 33b)에 연결되어 있다. 각각의 파워 레버 그립(31)은 임의의 조건하에서 필요에 따라 조종사나 부조종사에 의해 작동될 수 있는 원 엔진 비작동스위치(32)를 포함한다. 파워 레버 그립(31)은 추가의 스위치(34), 버튼(36), 썸휠(38, thumbwheel), 여러 항공기 기능 및 선회 운동을 제어하기 위한 다른 제어 기구를 포함할 수 있다.

도 3을 참조하면, 촉감 신호 명령 알고리즘(41)이 개략적으로 도시되어 있다. 촉감 신호 명령 알고리즘(41)은 항공기(11)의 파워 레버(33)상에서 발생하는 멀티 성분의 촉감 신호(C)의 크기를 결정한다. 양호한 실시예에서는 다음의 레드 라인 한계들, 즉 측정 가스 온도 레드 라인 한계(43a), 엔진 토크 레드 라인 한계(43b), 전동 토크 레드 라인 한계(43c)가 결정된다. 측정 가스 온도 레드 라인 한계(43a)는 측정 가스 온도 입력(83), 엔진실 각도 입력(85), 동력 레버(33) 상에 배치된 원 엔진 비작동 스위치(32)를 위한 상태 입력(87)을 사용함으로써 측정 가스 온도 백드라이브 명령 알고리즘(81)에 의해 계산된다. 엔진 토크 레드 라인 한계(43b)는 엔진 토크 입력(93)과 엔진실 가동 입력(95)을 사용함으로써 엔진 토크 백드라이브 명령 알고리즘(91)에 의해 계산된다. 전동 토크 레드 라인 한계(43c)는 전동 토크 입력(103)과 엔진실 각도 입력(105)을 사용함으로써 전동 토크 백드라이브 명령 알고리즘(101)에 의해 계산된다. 다른 엔진 및 드라이브 시스템의 변수 또한 전술한 변수 대신, 그것에 추가하여, 또는 그것과 조합하여 고려될 수 있다는 것을 이해해야 한다. 엔진실 각도 입력(85, 95, 105)은 엔진실(23a, 23b)과 윙(21a, 21b) 사이의 평균 각도 α(도 1 참조)이다. 입력(83, 85, 87, 93, 95, 103, 105)은 모두 FCC(205)에 의해 촉감 신호 명령 알고리즘으로 넘어간다.

비교기(45)는 항공기(11)의 실제 작동 조건에 따라 임의의 주어진 시간에서어느 백드라이브 명령 알고리즘(81, 91, 101)이 가장 중요한가를 결정한다. 촉감 신호 명령 알고리즘(41)은 상기 변수의 해당하는 작동 한계에 대해 가장 중요한 엔진 혹은 드라이브 시스템 변수를 기초하여 촉감 신호(C)를 명령하도록 사용된다. 예컨대, 측정 가스 온도의 증가는 측정 가스 온도 백드라이브 명령(81)이 가장 중요한 레드 라인 한계(43)로 될 수 있도록 증가하지만, 전동 토크 백드라이 명령(101)이 가장 중요한 레드 라인 한계(43)로 될 수 있도록 증가하지 않는다. 단지 가장 중요한 백드라이브 명령, 즉 실제 작동 한계에 비교적 가장 가까운 백드라이브 명령은 가변의 드라이브 속도(51)와 촉감 신호(C)의 가변의 마찰력(53)의 발생에 사용되는 비교기(45)를 통해 넘어간다. 촉감 신호(C)의 특징은 어느 변수가 그 작동 한계를 초과하는가에 따라 변한다. 예컨대, 평균 마스트 토크 혹은 엔진 토크가 그 한계를 초과할 때, 촉감 신호(C)는 오차 크기에 비래하는 저항력에 추가하여 파워 레버(33)를 그 한계로 복귀시키는 가변의 드라이브 속도(53)를 제공하는 강한 스프링 형태의 힘으로 된다. 또 다른 예에 있어서, 엔진 온도 한계가 초과할 때, 촉감 신호(C)는 힘 멈춤쇠에 추가하여 파워 레버(33)를 그 한계로 복귀시키는 늦은 드라이브 속도(53)가 된다.

파워 레버(33)는 항공기의 작동 한계를 나타내는 "하드스톱(hardstop)" 위치를 포함한다. 하드스톱 위치는 조종사가 항공기의 구조적 설계 정적 한계를 초과하는 것을 방지한다. 비상 파워 조건은, 만약 조종사가 엔진 작동 한계를 초과하기 위해 선택된 힘을 파워 레버(33)에 유지하지만 하드스톱이 비상 파워의 유효한 양을 한정할 경우, 조종사에게 어느 것을 작동할 것인가를 제공한다. 예컨대, 엔진 고장이 발생한 후, 파워 레버는, 파워 레버(33)가 항공기(11)의 싱글 엔진 파워 능력을 초과하는 것이 FCC(205)에 의해 감지될 때, 저속으로 자동적으로 하향 구동하게 된다. 싱글 엔진 파워 능력은 엔진 고장이 감지된 후 자동적으로 30초 엔진 속도에서 설정된다. 원 엔진 비작동 한계 스위치(도시 생략)는, 조종사가 싱글 엔진 파워 능력을 30초 속도에서 2분 파워 속도로 전환시킬 수 있도록 해주는 파워 레버 그립(31)상에 제공된다.

도 4에는, 본 발명의 파워 레버 촉감 큐잉 시스템을 위한 제어법과 백드라이브 상호 작용을 나타낸 표가 예시되어 있다. 도시된 한계는 대표적인 항공기 구조를 기초로 하고 있다. 표(121)에는 촉감 신호 명령 알고리즘(41)에 의해 사용 및 생성되는 항공기(11)용 몇몇 대표적인 작동 한계가 기재되어 있다. 다시 말해서, 표(121)는 촉감 신호 명령 알고리즘(41)의 전형적인 레드 라인 한계(43)를 나타낸다. 표(121)의 값은 항공기(11)의 구조가 바뀔 경우 변하는 것으로 이해되어야 한다.

상기 표(121)의 행(123, 125, 127)은 헬리콥터 모드 중이나, 헬리콥터 모드에서 비행기 모드로 전환하는 중에 항공기(11)의 소정의 작동 한계를 나타낸다. 행(123)에 있어서, 모든 엔진은 작동 상태(AEO)로 있고, 행(125)에 있어서, 하나의 엔진이 비작동(OEI) 상태로 있으며, 행(127)에서는 하나의 엔진이 비작동하고, 원 엔진 비작동 스위치가 활동한다. 표(121)의 행(129, 131, 133)은 비행기 모드 중에 항공기(11)를 위한 소정의 작동 한계를 나타낸다. 행(129)에 있어서, 모든 엔진이 작동 상태로 있고, 하나의 엔진은 비작동 상태로 있으며, 행(133)에 있어서,하나의 엔진이 비작동 상태로 있고, 그리고 행(133)에 있어서, 하나의 엔진이 비작동 상태로 있고, 원 엔진 비작동 스위치가 활동한다.

FCC(205)에 있어서, 엄격한 한계가 측정 가스 온도에 존재한다. 이러한 엄격한 온도 한계는 3개의 변수, 즉 측정 가스 온도(83), 엔진실 각도(85), 원 엔진 비작동 스위치(87)의 상태에 따라 좌우된다. 이러한 측정 가스 온도 리미터(limiter)는 표(121)의 칸(135)에 나타나 있다. 행(123, 125)으로 나타낸 상황에 따르며, 측정 가스 온도의 엄격한 한계는 945℃의 30초 원 엔진 비작동 한계로 설정되어 있으며, 이는 30초 동안 작동할 수 있는 엔진에서의 최대 온도와 일치한다. 이 온도에서, 원 엔진 비작동 경계 경보가 30초부터 카운트다운 된다. 행(127)에 의해 나타낸 상황에 따르면, 측정 가스 온도의 엄격한 한계는 890℃의 2분 원 엔진 비작동 한계의 엔진과 동일하며, 원 엔진 비작동 경계 경보는 2분부터 카운트다운 된다. 계속하여 행(129, 131)에 의해 나타낸 비행기 모드 상황에 있어서, 측정 가스 온도의 엄격한 한계는 890℃ 이며, 원 엔진 비작동 경계 경보는 2분부터 카운트다운 된다. 행(133)에 의해 나타낸 상황에 따르면, 측정 가스 온도의 엄격한 한계는 870℃의 30분 원 엔진 비작동 한계의 엔진과 동일하며, 원 엔진 비작동 경계 경보는 30분부터 카운트다운 된다.

그러나, 본 발명에 따르면, 촉감 신호(C)는 이러한 엄격한 한계에 도달하기 전에 파워 레버(33)를 통해 발생된다. 촉감 신호(C)는 상기 상황이 더 이상 존재하지 않을 때까지 활동 상태로 유지된다. 물론, 조종사는, 필요에 따라 파워 레버 촉감 큐잉 시스템(13)의 명령을 무시할 수도 있다.

칸(137)은 큐잉 시스템(13)의 활동을 개시하는 전형적인 측정 가스 온도 상황을 나타낸다. 예컨대, 행(123)으로 나타낸 상황에 있어서, 이륙 중이라면, 측정 가스 온도는 835℃에 달하며, 큐잉 시스템(13)은 파워 레버(33)가 선택된 가변의 드라이브 속도(51)로 재조정되도록 한다(도 2a 참조). 행(125, 127)에 의해 나타낸 상황에 있어서, 큐잉 시스템(13)은 칸(135)으로부터의 엄격한 한계가 도달할 때까지 활동되지 않는다. 항공기(11)가 비행기 모드로 있게 되는 상황에서 계속하여, 행(129)에 의해 나타낸 상황 동안, 측정 가스 온도가 805℃를 초과할 때 최대 촉감 큐잉 힘이 발생한다. 행(131, 133)에 의해 나타낸 상황에 있어서, 큐잉 시스템(13)은 측정 가스 온도가 870℃를 초과할 때까지 활동하지 않는다.

칸(139)은, 초과시 큐잉 시스템(13)을 활동시키게 될 엔진 토크 한계와 전동 토크 한계의 조합을 나타낸다. 촉감 신호(C)는 그 초과분에 비례하는 시뮬레이터 된 스프링력이다. 행(123)으로 나타낸 상황에서, 이륙시, 전동 토크는 100%의 이륙 한계를 초과하며, 그 다음 큐잉 시스템(13)은 파워 레버(33)를 통해 촉감 신호(C)를 발생한다. 행(125, 127)에 의해 나타낸 상황에 따르면, 일단 엔진 토크가 할당된 경고 시간 간극 동안 유지되었을 경우, 그 다음 큐잉 시스템(13)이 활동된다. 행(129)의 비행기 모드 상황에서, 전동 토크가 81.6%의 최대 연속 속도에 도달하였을 경우, 큐잉 시스템(13)이 활동된다. 행(131)으로 나타낸 하나의 엔진 비작동 상황에 있어서, 엔진 토크가 2분 엔진 토크 한계에 도달할 경우 큐잉 시스템(13)이 활동된다. 끝으로, 행(133)으로 나타낸 상황에 있어서, 원 엔진 비작동 스위치가 활동할 경우, 큐잉 시스템(13)은 활동 이전에 엔진 토크가 연속한 하나의엔진 비작동 한계에 도달할 수 있게 해준다.

도 5에 도시된 바와 같이, 엔진 및 FCC의 계면(201)의 개략도가 도시되어 있다. 계면(201)은 도 7a 내지 도 7t에 상세히 도시되어 있다. 파워 레버(33)는 복수개의 스위치와, 조종사 입력을 위한 제어(203), 즉 파워 레버 위치, 항공기(11)가 개시할 때 주로 사용되는 엔진 조건 레버, 조종사에 의해 잔여 작동 가능한 엔진을 위한 30초 작동 한계와 2분 작동 한계 사이를 전환하도록 활동하는 원 엔진 비작동 스위치를 포함한다. 이들 조종사 입력은 복수개의 FCC(205)로 공급된다. 추가적으로, 엔진실 각도, 대기 온도 및 대기 압력을 포함하는 복수개의 기체 측정치(204)는 FCC(205)로 공급된다.

3중 토크 모터 명령(207)은 FCC(205)에서 연료 제어 유닛(209)으로 전송된다. 연료 제어 유닛(209)은 연료 유동 한계(213)를 생성하는 가속 캠(211)을 포함한다. 연료 제어 유닛(209)은 연료 유동 명령(215)을 엔진(217)으로 보내며, 엔진(217)으로부터 압축기 배출 압력 데이터(219)를 수용한다. 몇몇 점화 및 시작 명령(221)은 연료 제어 유닛(209)을 우회하여 FCC(205)로부터 엔진(217)으로 직접 지나간다. 복수개의 선형 전압차 전환기(223, voltage differential transducer)는 위치 피드백을 FCC(205)로 제공한다. FCC(205)는 연료 제어 유닛(209)을 위한 연료 차단 경로(227)를 포함하는 엔진 제어 패널(225)에 전기적으로 연결되어 있다.

엔진(217)은 피드백 명령(229)을 FCC(205)로 보내는 엔진 센서(35)(도 2a 참조) 등의 복수개의 센서를 포함한다. 이러한 입력 명령은 엔진 토크, 파워 터빈속도 및 엔진 가스 발생기(211)의 작동과 일치하는 신호를 포함한다. 엔진실 계면 유닛(231)은 엔진(217)으로부터 측정 가스 온도(233)의 값을 수용하고 해당하는 피드백 명령(235)을 FCC(205)로 보내는 컴퓨터이다.

이러한 방법으로, 조종사 입력(203) 및 동체 측정치(204)는 감시, 조작 및 FCC(205)에 의해 비교되어 파워 레버(33)의 운동이 항공기(11)의 작동 한계에 도달할 때, 촉감 신호(C)를 조종사에 부여하기 위해 기계식 스프링을 필요로 하지 않는 순수 전기 큐잉 시스템(13)을 제공하게 된다.

도 6을 참조하며, 큐잉 시스템(13)의 일렉트로닉스(301)가 개략적으로 도시되어 있다. 전기 트림 모터(303)는 파워 레버(33)의 힘과 작동을 제공한다. 모터(303)는 모터 제어 일렉트로닉스, 속도계 복조 일렉트로닉스, 전자기 간섭(EMI) 필터링 일렉트로닉스를 포함하는 제어기(305)에 의해 제어된다. 모터(303)는 28볼트 AC 파워 써플라이(307)에 의해 전력이 공급되는 것이 바람직하다. 제어기(305)는 또한 1차 클러치 코일(311)과 2차 클러치 코일(313)을 구비하는 가변 마찰 자성 입자 클러치(309)를 제어한다. 양호한 실시예에 따르면, 모터(303)는 클러치(309)에 연결되어 있고, 클러치(309)는 파워 레버(33)에 연결되어 있다. 로터리 미소 변위 측정기(317, rotary variable differential transducer: RVDT)는 파워 레버(33)의 위치를 감지하고 그것을 제어기(305)로 전달하는 위치 센서로서의 역할을 한다. 로터리 미소 변위 측정기(317)는 파워 레버(33)의 위치가 수직 이륙 항공기(11)의 작동 한계를 나타내는 위치에 근접하는 것을 감지 할 경우, 소정의 신호를 모터(303)로 보내어 적절한 촉감 신호(C)를 파워 레버(33)에 발생시킨다. 큐잉 시스템(13)은 기계식 스프링의 필요성 혹은 이를 사용하지 않고 달성하게 된다.

클러치(309)는 큐잉 시스템(13)이 가변 촉감 신호를 파워 레버(33)에 공급하는 것을 허용하는 "슬리핑(slipping)" 클러치이다. 파워 레버(33)가 수직 이륙 항공기(11)를 불안전한 조건에서 작동시키게 하는 위치로 더 근접할수록, 클러치(309)에 의해 파워 레버(33)로 전달되는 촉감 신호(C)의 힘이 더 커진다. 다시 말해서, 클러치(309)는 덜 미끄러지고, 파워 레버(33)가 수직 이륙 항공기(11)의 작동 한계에 도달 할 때, 조종사가 극복해야 할 더 큰 힘을 발생시킨다.

일렉트로닉스(301)는 전기적으로 FCC(205)에 연결되어 있다. FCC(205)는 모터(303)의 속도를 제어하는 속도계 서보 루프(315)를 제어하기 위해 드라이브 속도 명령을 초당 인치에서 분당 회전수로 전환한다. FCC(205)는 파운드 단위의 힘 명령을 앰프 단위의 전기 전류로 전환시켜 자성 입자 클러치(309)의 마찰력을 변화시킨다.

촉감 신호(C)는 중요한 엔진 변수 한계에 도달할 때 파워 레버(33)의 마찰을 증가시키는 가변 마찰 자성 입자 클러치(309)와 트림 모터(303)에 의해 제공된다. 이러한 마찰 증가는 가변 마찰 자성 입자 클러치(309) 내의 전류 증가에 의해 달성된다. 이러한 방법으로, 파워 레버(33)는 하향 조정되거나, 예정된 한계 설정치로 "백드라이브" 된다. 이러한 마찰 증가는 도 2a의 블록(55)에 도시된 바와 같이 스프링 돌파(breakout) 및 변화도(gradient)로서 조종사에 의해 인지된다. 조종사는약 8 파운드를 초과하는 힘을 파워 레버(33)에 가함으로써 가변 마찰 자성 입자 클러치(309)가 슬립되도록 명령할 수 있다.

본 발명은 다음과 같은 장점을 제공한다. (1) 조종사가 조종실의 멀티플 엔진 및 드라이브 시스템의 게이지를 계속적으로 감시하지 않고 작동 한계를 결정할 수 있게 해줌으로써 조정사의 작업 부하를 덜어준다는 장점. (2) 엔진 및 드라이브 시스템의 작동 한계가 과도하게 될 염려를 줄여 비행 안정성을 증대시킨다는 장점. (3) 작동 한계의 부적절한 초과로부터 파생되는 엔진 및 드라이브 시스템의 정밀 검사를 행할 염려를 줄여 비행 안정성을 증대시킨다는 장점. (4) 조종사가 정상적인 작동 한계를 무시할 수 있게 해주지만 조종사가 구조적 설계의 정적 한계를 무시하지 못하도록 해줌으로써 비행 안정성을 증대시킨다는 장점. (5) 조종사가 멀티플 엔진 및 드라이브 시스템의 게이지를 계속해서 감시하지 않고 작동 한계의 100% 까지 파워를 설정할 수 있게 해줌으로써, 수직 이륙시 최대 총 중량이 가해지는 동안 항공기의 성능을 증대시킨다는 장점. (6) 엔진 한계에서 작동할 때 제어 데드 존을 자동적으로 없앰으로써 엔진 고장에 뒤따르는 조종사의 작업 부하를 경감시킨다는 장점. (7) 자동 조종에 사용되는 장비와 동일한 장비를 사용함으로써 촉감 신호의 저중량 실행을 할 수 있다는 장점. (8) 추진 시스템의 고장으로 인해 항공기가 파워 한계에 달했다는 것을 조종사에게 즉각적인 촉감 신호로 제공한다는 점. (9) 파워 한계가 비행 조건의 함수로서 변할 때, 파워 레버를 수동으로 조정하기 위한 조종사의 요구를 없앤다는 장점.

비록 본 발명은 몇몇 한정된 실시예 형태로 도시하였지만, 이러한 실시예에만 한정되는 것이 아니라 본 발명의 정신으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 다양한 변형 및 수정이 가능하다.

Claims

동체와,

상기 동체에 연결된 하나 이상의 윙 부재와,

상기 하나 이상의 윙 부재에 피벗 가능하게 연결된 수직 이륙 조립체와,

하나 이상의 비행 제어 컴퓨터와,

상기 하나 이상의 비행 제어 컴퓨터에 전기적으로 연결되어 수직 이륙 항공기의 작동을 제어하는 파워 레버와,

상기 하나 이상의 제어 컴퓨터에 의해 발생된 촉감 신호 명령에 따라 상기 파워 레버에 촉감 신호를 발생시키기 위한 상기 하나 이상의 비행 제어 컴퓨터와 상기 파워 레버에 전기적으로 연결된 스프링 없는 큐잉 시스템을 포함하는 것인 수직 이륙 항공기.
제1항에 있어서, 상기 스프링 없는 큐잉 시스템은,

상기 하나 이상의 비행 제어 컴퓨터에 전기적으로 연결된 제어 일렉트로닉스와,

상기 제어 일렉트로닉스에 전기적으로 연결된 전기 모터와,

상기 제어 일렉트로닉스에 전기적으로 연결된 가변 마찰 자성 입자 클러치와,

상기 파워 레버의 위치를 감지하도록 상기 제어 일렉트로닉스에 연결된 위치센서를 포함하며,

상기 전기 모터와 상기 가변 마찰 자성 입자 클러치는 기계식 스프링의 사용 없이 파워 레버에 촉감 신호를 발생시키는 것인 수직 이륙 항공기.
제2항에 있어서, 상기 스프링 없는 큐잉 시스템은, 상기 파워 레버의 위치가 위치 센서에 의한 감지에 의해 수직 이륙 항공기의 작동 한계를 나타내는 위치로 접근할 때, 활동하는 것인 수직 이륙 항공기.
제1항에 있어서, 상기 촉감 신호는,

상기 파워 레버상의 가변의 드라이브 속도와,

상기 파워 레버상의 가변의 마찰력을 포함하며,

상기 가변의 드라이브 속도와 상기 가변의 마찰력은 파워 레버의 움직임에 저항하는 것인 수직 이륙 항공기.
제4항에 있어서, 상기 가변의 드라이브 속도는 초당 약 0.08 인치 내지 초당 약 0.8 인치 범위에 있는 것인 수직 이륙 항공기.
제4항에 있어서, 상기 가변의 마찰력은 약 0 파운드 내지 약 3.0 파운드 범위에 있는 것인 수직 이륙 항공기.
제4항에 있어서, 상기 제어 레버상의 조정사가 조정 가능한 마찰력을 생성하는 수단을 더 포함하며, 상기 가변의 마찰력은 조정사가 조정 가능한 마찰력에 추가되는 것인 수직 이륙 항공기.
제4항에 있어서, 수직 이륙 항공기의 선택된 작동 조건과 일치하는 센서 신호를 발생시키는 복수개의 센서와,

수직 이륙 항공기의 선택된 작동 조건과 일치하는 레드 라인 신호를 발생시키는 복수개의 레드 라인 한계 알고리즘과,

센서 신호를 레드 라인 신호와 비교하여 오차 신호를 발생시키기 위한 백드라이브 명령 알고리즘을 포함하며,

촉감 신호의 크기는 백드라이브 명령 알고리즘에 의해 결정되는 것인 수직 이륙 항공기.
제8항에 있어서, 상기 가변의 드라이브 속도는 오차 신호에 비례하는 것인 수직 이륙 항공기.
제1항에 있어서, 상기 파워 레버에 전기적으로 연결된 원 엔진 비작동 스위치와,

측정 가스 온도, 엔진 토크, 전동 토크, 원 엔진 비작동 스위치의 상태, 그리고 상기 수직 이륙 조립체의 종축과 상기 하나 이상의 윙 부재 사이의 각도로 정의된 엔진실 각도에 대한 데이터를 감지하기 위해 수직 이륙 항공기의 도처에 배치되어 상기 감지된 데이터와 일치하는 신호를 발생하는 복수개의 센서와,

측정 가스 온도, 원 엔진 비작동 스위치의 상태, 엔진실 각도에 대한 감지된 데이터의 함수인 제1의 백드라이브 명령과,

엔진 토크와 엔진실 각도에 대한 감지된 데이터의 함수인 제2의 백드라이브 명령과,

전동 토크와 엔진실 각도에 대한 감지된 데이터의 함수인 제3의 백드라이브 명령을 포함하며,

상기 촉각 신호 명령은, 수직 이륙 항공기의 작동 상태에 따라 하나 이상의 비행 제어 컴퓨터에 의해 결정될 때 가장 중요한 제1의 백드라이브 명령, 제2의 백드라이브 명령, 혹은 제3의 백드라이브 명령인 것인 수직 이륙 항공기.
항공기용 촉감 큐잉 시스템으로서,

하나 이상의 비행 제어 컴퓨터와,

상기 하나 이상의 비행 제어 컴퓨터에 전기적으로 연결된 파워 레버와,

항공기의 선택된 작동 조건과 일치하는 신호를 발생시키기 위한 복수개의 센서와,

상기 하나 이상의 비행 제어 컴퓨터에 의해 발생된 복수개의 항공기 작동 한계와,

파워 레버에 촉감 신호를 발생하는 수단을 포함하며,

상기 촉감 신호의 크기는 하나 이상의 비행 제어 컴퓨터에 의해 결정되는 것인 촉감 큐잉 시스템.
제11항에 있어서, 상기 촉감 신호를 발생하는 수단은,

하나 이상의 비행 제어 컴퓨터에 전기적으로 연결된 전기 모터와,

상기 전기 모터와 파워 레버에 연결된 가변 마찰 자성 입자 클러치와,

상기 전기 모터와 상기 가변 마찰 자성 입자 클러치에 전기적으로 연결된 제어 일렉트로닉스와,

상기 파워 레버의 위치를 감지하도록 상기 제어 일렉트로닉스에 연결된 위치 센서를 포함하며,

상기 전기 모터와 가변 마찰 자성 입자 클러치는 기계식 스프링의 사용 없이 파워 레버에 촉감 신호를 발생시키는 것인 촉감 큐잉 시스템.
제11항에 있어서, 항공기의 선택된 작동 조건과 일치하는 신호를 발생시키기 위한 상기 복수개의 센서는,

측정 가스 온도를 감지하는 제1 센서와,

엔진 토크를 감지하는 제2 센서와,

전동 토크를 감지하는 제3 센서와,

수직 이륙 조립체의 종축과 하나 이상의 윙 부재 사이의 각도로 정의된 엔진실 각도를 감지하는 제4 센서와,

원 엔진 비작동 스위치의 상태를 감지하는 제5 센서를 포함하는 것인 촉감 큐잉 시스템.
제11항에 있어서, 상기 촉감 신호는,

파워 레버상의 가변의 드라이브 속도와,

파워 레버상의 가변의 마찰력을 포함하며,

상기 가변의 드라이브 속도와 가변의 마찰력은 파워 레버의 움직임에 저항하는 것인 촉감 큐잉 시스템.
제14항에 있어서, 상기 가변의 드라이브 속도는 초당 약 0.08 인치 내지 초당 약 0.8 인치 범위에 있는 것인 촉감 큐잉 시스템.
제14항에 있어서, 상기 가변의 마찰력은 약 0 파운드 내지 약 3.0 파운드 범위에 있는 것인 촉감 큐잉 시스템.
항공기에서 조종사의 작업 부하를 경감시키는 방법으로,

비행 제어 컴퓨터를 제공하는 단계와,

파워 레버를 상기 비행 제어 컴퓨터에 연결하는 단계와,

항공기의 선택된 작동 조건에 따라 파워 레버에 촉감 신호를 발생시키는 수단을 제공하는 단계와,

파워 레버가 항공기의 작동 한계를 나타내는 위치로 접근할 때, 기계식 스프링의 사용 없이 파워 레버에 촉감 신호를 발생시켜 조종사의 작업 부하를 경감시키는 단계를 포함하는 것인 조종사의 작업 부하 경감 방법.
제17항에 있어서, 파워 레버에 촉감 신호를 발생시키는 수단을 제공하는 상기 단계는,

상기 비행 제어 컴퓨터에 제어 일렉트로닉스를 전기적으로 연결하는 단계와,

상기 제어 일렉트로닉스에 전기 모터를 전기적으로 연결하는 단계와,

상기 제어 일렉트로닉스에 가변의 마찰 자성 입자 클러치를 전기적으로 연결하는 단계와,

상기 제어 일렉트로닉스에 위치 센서를 전기적으로 연결하는 단계와,

상기 파워 레버에 위치 센서를 연결하는 단계와,

상기 항공기에 복수개의 센스를 배치하는 단계와,

상기 복수개의 센서로 항공기의 선택된 작동 조건을 감지하는 단계와,

상기 위치 센서로 파워 레버의 위치를 감지하는 단계와,

상기 파워 레버의 위치가 항공기를 항공기의 작동 한계에 접근하도록 유발하는가를 비행 제어 컴퓨터로 계산하는 단계와,

파워 레버의 위치가 항공기를 항공기의 작동 한계에 접근하도록 유발할 경우 전기 모터와 가변의 마찰 자성 입자 클러치로 파워 레버에 촉감 신호를 발생시키는 단계를 포함하는 것인 조종사의 작업 부하 경감 방법.
제18항에 있어서, 파워 레버에 촉감 신호를 발생시키는 단계는 초당 약 0.08 인치 내지 초당 약 0.8 인치 범위의 가변 드라이브 속도를 파워 레버에 부여하는 단계를 포함하는 것인 조종사의 작업 부하 경감 방법.
제18항에 있어서, 파워 레버에 촉감 신호를 발생시키는 단계는 약 0 파운드 내지 약 3.0 파운드의 가변 마찰력을 파워 레버에 부여하는 것인 조종사의 작업 부하 경감 방법.