KR20080043885A

KR20080043885A - 항공기용 자동 속도 제어 시스템

Info

Publication number: KR20080043885A
Application number: KR1020087008764A
Authority: KR
Inventors: 케네스 이 뷜터; 킨 제이 슐트
Original assignee: 벨 헬리콥터 텍스트론 인크.
Priority date: 2008-04-11
Filing date: 2005-09-12
Publication date: 2008-05-19

Abstract

항공기용 비행 제어 시스템이 항공기의 대기 속도 또는 관성 속도 중 어느 하나인 제1 파라미터에 대해 선택된 값을 수신한다. 제1 피드백 루프는 제1 파라미터에 대해 선택된 값과 측정된 값 사이의 차이에 비례하는 제1 오차 신호를 생성한다. 제2 피드백 루프는 제1 파라미터에 대해 선택된 값과 제2 비행 파라미터에 대해 측정된 값 사이의 차이에 비례하는 제2 오차 신호를 생성하며, 여기서 제2 비행 파라미터는 대기 속도 및 관성 속도 중 나머지 하나이다. 제1 및 제2 오차 신호는 합산되어 속도 오차 신호를 생성하며, 속도 오차 신호와 제1 오차 신호의 적분 값은 합산되어 액추에이터 명령 신호를 생성한다. 그 후 액추에이터 명령 신호는 제1 파라미터를 제어하여 제1 오차 신호를 최소화하기 위해 항공기 장치를 작동시키는데 이용된다.

Description

항공기용 자동 속도 제어 시스템{AUTOMATIC VELOCITY CONTROL SYSTEM FOR AIRCRAFT}

본 발명은 일반적으로는 항공기용 비행 제어 시스템 분야와 관련이 있으며, 구체적으로는 항공기 속도를 자동 제어하는 시스템에 관한 것이다.

다수의 현대식 항공기가 선택된 비행 파라미터를 선택된 값으로 또는 선택된 값과 근사하게 유지시키는 비행 제어 시스템을 구비한다. 이러한 파라미터는 고도, 비행 방향, 비행 자세 및/또는 대기 속도(airspeed)를 포함할 수 있으며, 제어 시스템은 각각의 파라미터를 항공기의 비행 제어 시스템을 작동시킴으로써 유지한다. 예컨대, 고도는 승강타와 같은 비행 제어면을 이용하거나 항공기의 대기 속도를 제어하는 스로틀(throttle)을 이용하여 제어될 수 있다. 대개 이러한 비행 제어 시스템은 제어 시스템으로부터의 입력이 제어된 파라미터의 변화에 반응가능하게 해주는 폐루프 피드백 제어 시스템이다.

일반적인 폐루프 시스템은 대기 속도 또는 관성 속도 중 어느 하나를 이용하여 항공기 속도를 제어한다. 대기 속도는 항공기가 비행하는 대기에 대한 항공기의 전진 속도로 정의되는데 반해, 관성 속도는 항공기가 비행하는 대지에 대한 항공기의 전진 속도로 정의된다. 비행 제어 시스템은 명령된 속도(대기 속도 또는 관성 속도)를 측정된 속도와 비교하며, 명령된 속도와 측정된 속도 사이의 차이가 속도 오차이다. 속도 오차가 "0"이 아닌 경우, 제어 시스템은 고정익 항공기의 스로틀 또는 헬리콥터의 로터 블레이드 피치(rotor blade pitch)와 같은 항공기의 하나 이상의 시스템에 교정 명령을 입력하여, 측정된 속도를 속도 오차가 "0"이 되도록 증가시키거나 감소시킨다. 일반적으로, 교정 명령은 속도 오차에 비례한다.

일반적인 선행기술의 대기 속도 제어 시스템의 개략도가 도 1에 도시되어 있다. 시스템(11)은 항공기 액추에이터(15)에 명령을 전달하는 명령 입력 장치(13)를 포함하며, 항공기의 대기 속도는 피드백 루프(19)의 센서(17)에 의해 측정된다. 장치(13)로부터의 대기 속도 명령과 센서(17)로부터의 측정된 대기 속도 출력의 음의 값이 노드(21)에서 합산되어, 액추에이터(15)에 전달되는 대기 속도 오차 신호를 생성한다. 시스템(11)은 이 대기 속도 오차 신호를 "0"으로 줄이기 위해 액추에이터(15)를 작동시킨다.

무풍 대기에서, 일반적인 폐루프 피드백 시스템은 작동하여 대기 속도를 상당히 양호하게 제어한다. 그렇지만, 난기류 환경에서 비행하는 항공기는 어느 한 방향으로 이동하는 대기로부터 다른 방향으로 이동하는 대기 내로 지나갈 것이다. 이러한 난기류의 영향으로 항공기에는 양의 종방향 가속력과 음의 종방향 가속력이 작용하게 될 것이다. 이러한 가속도는 항공기의 대기 속도와 관성 속도를 변화시키고, 이는 제어 시스템이 제거하려 하는 속도 오차를 생성한다. 고정익 항공기에서, 제어 시스템은 스로틀 위치의 변화를 명령할 것이고, 이는 엔진 동력을 변화시키며 추가적인 가속도를 생성한다. 헬리콥터 또는 틸트로터(tilt rotor)와 같은 다른 회전익 항공기에서, 제어 시스템은 스로틀 위치, 엔진 나셀(engine nacelle) 위치 및/또는 블레이드 피치 입력의 변화를 명령할 수 있고, 이는 또한 항공기의 피치 비행 자세의 변화를 유발할 수 있다. 엔진 동력과 피치 비행 자세의 변화는 항공기의 기내로 전달되어, 승객들에게 가해지는 바람직하지 않은 가속도와 운동 효과를 발생시킨다.

선택된 대기 속도를 유지하도록 명령받는, 시스템(11)과 같은 비행 제어 시스템의 작동에 난기류가 미치는 영향을 예를 들어 서술하겠다. 도 2a 내지 도 2e는 도 1의 선행기술의 시스템을 이용하는 경우의 지속적인 정면 돌풍에 대한 입력과 반응의 시간에 따른 그래프이며, 도 3a 내지 도 3e는 일시적인 정면 돌풍에 대한 입력과 반응을 도시하는 유사한 그래프이다.

속도를 갖지 않는 대기(무풍 대기)를 비행하는 항공기에서, 제어 시스템은 속도 오차를 거의 또는 전혀 측정하지 않으며, 스로틀 입력에 대한 무시할 수 있는 변화에 의해 유발된 가속도는 승객들에게 느껴지지 않는다. 그렇지만, 항공기가 항공기의 반대 방향으로 이동하는 대기를 만나는 경우, 대기 속도 센서가 증가된 대기 속도를 검출할 것이다. 예컨대, 도 2a는 시각표의 5 초에서 만나게 되며 약 1 초 내에 최대 값으로 증가하는 30 ft/초의 지속적인 정면 돌풍의 결과를 보여준다. 돌풍은 도 2b에 도시된 측정된 대기 속도가 200 kts의 명령된 대기 속도로부터 약 207 kts로 7.5 초 근처에서 증가하게 만든다. 또한, 이는 도 2c에 도시된 바와 같이 대지 속도의 감소를 유발한다. 증가된 대기 속도에 반응하여, 제어 시스템(11)은 본래의 대기 속도를 얻기 위해 스로틀 위치의 변화를 명령하여 엔진 동 력을 줄인다. 시간에 대한 스로틀 위치가 도 2d에 도시되어 있으며, 스로틀 위치는 돌풍을 만나게 되기 직전의 약 36 도로부터 그 뒤 8 초에서의 약 12 도로 감소하여 엔진 동력을 줄인다. 따라서, 항공기는 더욱 느린 대지 속도로 감속되며, 약 14 초에서 대지 속도의 총 감소량이 30 kts에 달한다.

207 kts에서 정점에 도달한 후, 대기 속도는 엔진 동력의 감소로 인해 감소하기 시작하며, 대기 속도는 11 초 근처에서 200 kts 아래로 떨어진다. 동시에, 스로틀 위치는 명령된 대기 속도를 얻고 유지하기 위해 증가하여 엔진 동력을 증가시키지만, 제어 시스템(11)은 약 35 초가 될 때까지 안정되지 않는 스로틀 위치 오버슛(overshoot)을 유발한다. 종방향 속도에 추가하여 항공기의 수직방향 속도가, 도 2e에 도시된 바와 같이, 최대 +8 ft/초 및 최소 -9 ft/초로 영향을 받는다.

항공기가 다시 정적인 대기(풍속이 "0")로 이동하는 경우, 측정된 대기 속도는 명령된 대기 속도보다 작을 것이다. 이런 경우 제어 시스템은 스로틀 위치의 변화를 명령하여 엔진 동력을 증가시키고, 항공기의 가속도를 본래의 대기 속도와 본래의 대지 속도로 돌아가게 유발한다.

일시적인 정면 돌풍의 경우에도 유사한 효과가 발생한다. 도 3b 내지 3e는 도 3a에 도시된 바와 같이 5 초 동안 만나게 되는 30 ft/초의 정면 돌풍의 결과를 도시한다. 대지 속도가 도 3c에 도시된 바와 같이 감소할 때, 돌풍은 측정된 대기 속도가 도 3b에 도시된 바와 같이 약 7 초에서 210 kts까지 상승하게 만든다. 증가된 대기 속도에 반응하여, 제어 시스템(11)은 본래의 대기 속도를 얻기 위해 스로틀 위치의 변화를 명령하여 엔진 동력을 줄인다. 시간에 대한 스로틀 위치가 도 3d에 도시되어 있으며, 스로틀 위치는 돌풍을 만나기 직전의 약 36 도로부터 그 뒤 약 7 초에서의 약 22 도로 감소하여 엔진 동력을 줄인다. 따라서, 항공기는 더욱 느린 대지 속도로 감속되며, 약 11 초에서 대지 속도의 총 감소량이 23 kts에 달한다.

210 kts에서 정점에 도달한 후, 대기 속도는 엔진 동력의 감소로 인해 감소하기 시작하며, 대기 속도는 9.5초 근처에서 200 kts 아래로 떨어진다. 동시에, 스로틀 위치는 명령된 대기 속도를 얻고 유지하기 위해 증가하여 엔진 동력을 증가시키지만, 제어 시스템(11)은 약 35 초가 될 때까지 안정되지 않는 스로틀 위치 오버슛을 유발한다. 종방향 가속도가 도 3e에 도시되어 있으며, 초기의 8 ft/초²의 최대 감속도가 7 ft/초²의 최대 가속도로 이어진다.

시스템(11)의 거동으로 인한 양의 가속도와 음의 가속도의 조합은 항공기 승객들에게 바람직하지 않은 영향을 미친다. 지속적인 또는 일시적인 돌풍에 의해 유발된 초기 감속은 스로틀 위치의 큰 언더슛(undershoot) 및 오버슛으로 인한 가속도에 의해 더욱 악화된다.

항공기 내의 승객들이 겪는 바람직하지 않은 가속도를 최소화하며, 항공기의 대기 속도를 제어하는 자동 제어 시스템이 요구되고 있다.

따라서, 본 발명의 목적은 항공기 내의 승객들이 겪는 바람직하지 않은 가속도를 최소화하며, 항공기의 대기 속도를 제어하는 자동 제어 시스템을 제공하는 것이다.

항공기용 비행 제어 시스템은 제1 파라미터에 대해 선택된 값을 수신하며, 여기서 제1 파라미터는 항공기의 대기 속도 또는 관성 속도 중 어느 하나이다. 제1 피드백 루프는 제1 파라미터에 대해 선택된 값과 측정된 값 사이의 차이에 비례하는 제1 오차 신호를 생성한다. 제2 피드백 루프는 제1 파라미터에 대해 선택된 값과 제2 비행 파라미터의 측정된 값 사이의 차이에 비례하는 제2 오차 신호를 생성하며, 여기서 제2 비행 파라미터는 대기 속도와 관성 속도 중 나머지 하나이다. 제1 및 제2 오차 신호는 합산되어 속도 오차 신호를 생성하고, 속도 오차 신호와 제1 오차 신호의 적분 값은 합산되어 액추에이터 명령 신호를 생성한다. 그 후, 액추에이터 명령 신호는 제1 파라미터를 제어하여 제1 오차 신호를 최소화하기 위해 항공기 장치를 작동시키는데 이용된다.

본 발명은 (1) 정면 돌풍과 난기류에 대한 자동적인 반응에 의해 유발되는 불필요한 종방향 가속도의 감소; (2) 난기류에 대한 반응으로서 유발되는 자동적인 엔진 동력 변화의 감소; (3) 비행 제어 시스템의 안정성 증가 및 난기류와 명령된 변화에 의해 유발되는 오버슛과 언더슛의 이에 따른 감소; 및 (4) 난기류에 의해 유발되는 가속도를 줄임으로써 얻어지는 항공기 효율의 개선을 포함하는 다수의 이점을 제공한다.

본 발명에 대한 보다 완전한 이해를 위해, 같은 도면 부호는 같은 부분을 지칭하는 대응 도면과 연결하여, 본 발명의 특징과 이점을 포함하는 본 발명에 대한 상세한 설명을 참조한다.

도 1은 선행 기술의 비행 제어 시스템의 구성 요소에 대한 개략도.

도 2a 내지 도 2e는 도 1의 선행 기술의 시스템을 이용하는 경우의 지속적인 정면 돌풍에 대한 입력과 반응의 시간에 따른 그래프.

도 3a 내지 도 3e는 도 1의 선행 기술의 시스템을 이용하는 경우의 일시적인 정면 돌풍에 대한 입력과 반응의 시간에 따른 그래프.

도 4는 본 발명에 따른 비행 제어 시스템의 바람직한 실시예의 구성 요소에 대한 개략도.

도 5a 내지 도 5e는 도 4의 시스템을 이용하는 경우의 지속적인 정면 돌풍에 대한 입력과 반응의 시간에 따른 그래프.

도 6a 내지 도 6e는 도 4의 시스템을 이용하는 경우의 일시적인 정면 돌풍에 대한 입력과 반응의 시간에 따른 그래프.

도 7은 도 4의 비행 제어 시스템을 포함하는 항공기의 사시도.

도 8은 본 발명의 비행 제어 시스템의 선택적인 실시예에 대한 도면.

본 발명은 항공기의 대기 속도를 자동으로 제어하고 비행 중에 만나는 난기류로 인한 종방향 가속도를 줄이도록 설정된 대기 속도 제어 시스템에 대한 것이다. 종방향 성분을 갖는 돌풍이 검출되면, 본 발명의 시스템은 제어 시스템에 대한 속도 피드백 신호로서 대기 속도 신호와 관성 속도(종방향 대지 속도) 신호의 조합을 이용한다. 무풍 대기에서, 정상 상태 대기 속도와 관성 속도는 같은 값이 다.

도면을 참조하면, 도 4는 본 발명의 제어 시스템에 대한 바람직한 실시예에 대한 개략도를 도시하며, 여기서 선택된 대기 속도는 조작자 또는 조종사에 의해 명령된다. 시스템(23)은 대기 속도와 관성 속도(대지 속도)를 모두 이용하여 대기 속도의 변화에 대한 적당한 스로틀 반응을 결정하는 폐루프 피드백 시스템이다. 도시된 시스템에서, 선택된 대기 속도 신호는 명령 장치(25)로부터의 출력이며, 여기서 명령 장치(25)는 조종사 또는, 자동 조종 시스템과 같은 제어 시스템에 의해 이용되는 기내에 탑재된 인터페이스일 수 있다. 선택적으로, 명령 장치(25)는 무인 또는 원격 조정 항공기와 같은, 항공기로부터 원격한 장소로부터 전송된 명령을 수신하는 수신기와 연결될 수 있다. 대기 속도 명령 신호는 노드(27)에서 대기 속도 피드백 루프(29)로부터 출력된 신호와 합산되며, 이 대기 속도 피드백 루프(29)가 제1 피드백 루프이다. 대기 속도 센서(31)는 항공기의 측정된 대기 속도를 나타내는 신호를 제공하는 대기 속도 피드백 루프(29)와 데이터 통신하며, 측정된 대기 속도의 음의 값이 명령받은 대기 속도와 노드(27)에서 합산되어 대기 속도 오차 신호를 계산한다. 유사하게, 관성 속도 또는 대지 속도 피드백 루프(33)는 피드백 루프(33)와 데이터 통신하는 관성 속도 센서(35)에 의해 측정된 관성 속도의 값을 나타내는 신호를 제공한다. 이 실시예에서, 관성 속도 피드백 루프(33)는 제2 피드백 루프이다. 센서(35)에 의해 측정된 관성 속도의 음의 값은 명령된 대기 속도와 노드(37)에서 합산되어 관성 속도 오차를 계산한다.

노드(27)에서 계산된 대기 속도 오차는 두 개의 후속 계산에서 이용된다. 관성 속도 오차[노드(37)에서 계산된]가 대기 속도 오차의 양의 값과 노드(39)에서 합산되어 속도 오차를 계산한다. 대기 속도 오차의 적분 값이 적분기(41)를 이용하여 계산되며, 이 적분 값의 양의 값은 속도 오차의 양의 값과 노드(43)에서 합산된다. 노드(43)로부터의 출력 신호는 항공기의 대기 속도를 제어하여 대기 속도가 최소화되도록 하기 위해 박스(45)로 표시된 액추에이터 또는 다른 장치에 의해 이용되는 액추에이터 명령 신호를 나타낸다.

속도 피드백 신호로서 대기 속도 신호와 관성 속도 신호의 조합을 이용함으로써, 이러한 두 신호의 동적 조합은 난기류로 인해 유발되어 시스템(23)에 의해 명령되는 변화의 크기를 줄일 것이다. 센서(31, 35)는 반대 방향에서 속도 오차를 표시하지만, 이 두 신호의 조합으로부터 균형 잡힌 속도 오차가 산출되기 때문에, 이 두 신호의 상쇄 효과로 인해 바람직하지 않은 가속도가 상당히 줄어든다. 그렇지만, 속도 오차의 적분에 이용되는 저주파 또는 정상 상태 속도 오차는 대기 속도 센서(31)에 의해서만 결정되고, 따라서 정상 대기 속도는 관성 속도 신호의 영향을 받지 않는다. 개선된 반응은 도 5a 내지 도 5e 및 도 6a 내지 도 6e에서 볼 수 있으며, 도 5a 내지 도 5e 및 도 6a 내지 도 6e는 정면 돌풍에 대한 입력과 개선된 반응을 각각 도 2a 내지 도 2e 및 도 3a 내지 도 3e의 선행 기술의 제어 시스템(11)의 경우와 동일한 속도 및 동일한 지속 시간에 대해 도시하는 그래프이다.

예컨대, 도 5a의 그래프는 시각표의 5 초에서 만나게 되며 약 1 초 내에 그 최대 값으로 증가하는 30 ft/초의 지속적인 정면 돌풍의 결과를 보여준다. 돌풍은 도 5b에 도시된 측정된 대기 속도가 200 kts의 명령된 대기 속도로부터 7.5 초 근 처에서 약 207 kts로 증가하게 만든다. 도 5c는 대지 속도가 또한 예상대로 감소하는 것을 도시한다. 증가된 대기 속도에 반응하여, 제어 시스템(23)은 대기 속도에 영향을 주기 위해 액추에이터 또는 다른 장치의 변화를 명령한다. 이 예에서, 스로틀 위치가 엔진 동력을 제어하는데 이용되고, 스로틀 위치는 본래의 대기 속도를 얻기 위해 초기에 감소된다. 그렇지만, 도 5d에 도시된 바와 같이 스로틀 위치는 돌풍을 만나기 직전의 약 36 도에서 그 뒤 약 7 초에서의 약 30 도로 감소된다. 그 후 대기 속도와 대지 속도가 새로운 값으로 매끄럽게 안정화되는 동안 스로틀 위치는 약 62 도로 매끄럽게 증가한다. 둘풍의 시작으로부터 약 15 초 내에 시스템이 안정화된다. 도 5e의 그래프에 도시된 바와 같이, 수직방향 가속도와 운동에 대한 감소 또한 이루어진다.

선행 기술의 시스템(11)의 반응과 비교해 볼 때, 도 5b 내지 도 5d의 그래프에는 선행 기술의 시스템의 반응에서 발견되는 언더슛과 오버슛이 결여되어 있다는 점을 주목해야 한다. 이러한 진동 없이 시스템이 새로운 값으로 부드럽게 안정화되는 경우, 승객의 탑승감은 양호해 진다.

도 6a 내지 도 6e에 도시된 바와 같이, 일시적인 돌풍에 대한 반응에서도 동일한 개선점을 발견할 수 있다. 30 ft/초의 정면 돌풍과 5 초에서 만나며, 돌풍은 5 초 동안 지속된다. 도 6b는 측정된 대기 속도가 7 초 근처에서 210 kts로 정점에 도달하고 약 12 초 근처에서 약 194 kts로 언더슛되는 것을 도시한다. 도 6c에 도시된 바와 같은 대지 속도는 약 10 초에서 약 15 kts만큼 최대한으로 감소되지만, 대지 속도는 돌풍이 지나간 후 오버슛 없이 회복된다. 이제 도 6d를 참조하 면, 스로틀 위치는 36 도의 초기 설정으로부터 약 26 도로 돌풍에 대응하여 변화하며, 그 후 돌풍이 끝나고 난 후 60 도 근처로 증가하여 대기 속도를 증가시킨다. 그 후 스로틀 위치는 언더슛 없이 약 36 도로 다시 안정화된다. 시스템 반응은 돌풍의 시작으로부터 약 15 초 내에 안정화된다.

본 발명의 시스템의 반응을 도 3b 내지 도 3e에 도시된 선행 기술의 시스템에 대한 반응과 비교할 때, 본 발명의 시스템은 선행 기술의 시스템의 반응에서 보여지는 언더슛과 오버슛 없이 돌풍 이전 조건으로부터의 최대 편차를 감소시킨다는 것을 주목해야 한다. 또한, 본 발명의 시스템은 선행 기술의 시스템보다 더 신속하게 안정화되고, 도 6e에 도시된 종방향 가속도가 더 짧은 시간 동안 지속된다. 이들 모두는 항공기에 탑승한 승객의 탑승감을 개선하는데 공헌한다.

대기 속도를 제어하는데 이용되는 항공기 상의 장치는 항공기의 종류에 따라 여러 종류일 수 있다. 예컨대, 도 7은 본 발명에 따른 대기 속도 제어 시스템을 구비하는 틸트로터 항공기(47)를 도시한다. 항공기(47)는 다수의 블레이드(51)를 갖는 두 개의 로터(49)를 구비하며, 각각의 로터(49)는 대응되는 나셀(53)에 수용된 엔진으로부터 제공되는 토크에 의해 회전된다. 각각의 나셀(53)은 항공기(47)의 날개(55)의 외측 단부에 피봇 가능하게 장착되어, 각각의 나셀(53)이 도면에 도시된 수평 위치와 수직 위치 사이에서 회전할 수 있게 한다. 각각의 엔진은 동력 출력 및/또는 엔진 속도를 제어하는 수단들(도시되지 않음)을 구비하며, 이 수단들은 본 발명에서 "스로틀"이라고 일괄적으로 부른다.

틸트로터 항공기로 도시되어 있지만, 본 발명의 대기 속도 제어 시스템(23) 은 고정익 항공기와 헬리콥터를 포함한 모든 종류의 항공기에 적용가능하다는 것을 이해해야 한다. 추가하여, 항공기(47)의 엔진은 터빈 엔진이지만, 본 발명의 시스템(23)은 왕복 엔진을 포함한 다른 종류의 항공기 엔진에 또한 적용가능하다. 또한, 스로틀이 항공기(47) 상에서 엔진의 출력을 제어하는데 주로 이용되지만, 제어 시스템(23)은 로터(49)에 의해 생성된 추력의 양이나 방향을 제어하는 다른 장치를 제어하는데 이용될 수 있다. 예컨대, 제어 시스템(23)은 나셀(53)의 회전 위치 또는 블레이드(51)의 피치를 제어하는데 이용될 수 있다. 다른 종류의 항공기에서, 제어 시스템(23)은 터빈 배출 방향을 정하는데 이용되는 장치와 같은 추력 벡터 장치를 이용하여 대기 속도를 제어하는데 이용될 수 있다.

도 8은 본 발명의 제어 시스템의 선택적인 실시예에 대한 개략도이다. 제어 시스템(57)은 전술한 도 4의 시스템(23)과 같이 명령된 대기 속도를 제어하기 보다는 명령된 관성 속도, 또는 대지 속도를 유지하도록 설정된다.

시스템(57)은 대기 속도와 관성 속도(대지 속도)를 모두 이용하여 관성 속도의 변화에 대한 적당한 스로틀 반응을 결정하는 폐루프 피드백 시스템이다. 도시된 시스템에서, 선택된 관성 속도 신호는 명령 장치(59)로부터의 출력이며, 여기서 명령 장치(59)는 조종사 또는, 자동 조종 시스템과 같은 제어 시스템에 의해 이용되는 기내에 탑재된 인터페이스일 수 있다. 선택적으로, 명령 장치(59)는 항공기로부터 원격한 장소로부터 전송된 명령을 수신하는 수신기와 연결될 수 있다. 관성 속도 명령 신호는 노드(61)에서 관성 속도 피드백 루프(63)로부터 출력된 신호와 합산되며, 이 실시예에서 관성 속도 피드백 루프(63)가 제1 피드백 루프이다. 관성 속도 센서(65)는 항공기의 측정된 관성 속도를 나타내는 신호를 제공하는 관성 속도 피드백 루프(63)와 데이터 통신하며, 측정된 관성 속도의 음의 값이 명령된 관성 속도와 노드(61)에서 합산되어 관성 속도 오차 신호를 계산한다. 유사하게, 이 실시예에서 제2 피드백 루프인 대기 속도 피드백 루프(67)는 피드백 루프(67)와 데이터 통신하는 대기 속도 센서(69)에 의해 측정된 대기 속도의 값을 나타내는 신호를 제공한다. 센서(69)에 의해 측정된 대기 속도의 음의 값이 명령된 관성 속도와 노드(71)에서 합산되어 대기 속도 오차를 계산한다.

노드(61)에서 계산된 관성 속도 오차는 두 개의 후속 계산에서 이용된다. 대기 속도 오차[노드(71)에서 계산된]가 관성 속도 오차의 양의 값과 노드(73)에서 합산되어 속도 오차를 계산한다. 관성 속도 오차의 적분 값이 적분기(75)를 이용하여 계산되며, 적분 값의 양의 값은 속도 오차의 양의 값과 노드(77)에서 합산된다. 노드(77)로부터의 출력 신호는 항공기의 대기 속도를 제어하여 관성 속도 오차가 최소화되도록 하기 위해 박스(79)로 표시된 액추에이터 또는 다른 장치에 의해 이용되는 액추에이터 명령 신호를 나타낸다.

속도 피드백 신호로서의 대기 속도 신호와 관성 속도 신호의 조합은 난기류에 의해 유발되어 시스템(57)에 의해 명령되는 변화의 크기를 줄일 것이다. 돌풍을 만나는 경우, 센서(65, 69)가 반대 방향에서 속도 변화를 검출한다. 균형 잡힌 속도 오차는 이 두 신호를 이용하여 산출되며, 따라서 바람직하지 않은 동력 또는 추력 서지(surge)가 상쇄 효과로 인해 상당히 줄어든다. 그렇지만, 속도 오차의 적분에 이용되는 저주파 또는 정상 상태 관성 속도 오차는 관성 속도 센서에 의해 서만 결정되고, 따라서 정상 속도는 대기 속도 신호의 영향을 받지 않는다.

예컨대, 관성 속도 제어 시스템을 이용하는 항공기가 항공기와 반대 방향으로 이동하는 공기와 만날 수 있다. 이러한 일이 발생하는 경우, 관성 속도 센서는 증가된 공기 저항으로 인한 관성 속도의 감소를 검출할 것이다. 관성 속도 제어 시스템은 일정한 관성 속도를 유지하도록 명령받고, 시스템은 본래의 관성 속도를 얻고 유지하기 위해 항공기 상의 장치를 작동시킬 것이다.

본 발명이 예시적인 실시예를 참조하여 설명되었지만, 이 설명은 제한적 의미로 해석하려는 의도를 가진 것이 아니다. 예시적인 실시예 뿐만 아니라 본 발명의 다른 실시예에 대한 다양한 변형과 조합이 본 설명을 참조하여 당업자에게 명백하다.

Claims

항공기의 대기 속도 및 항공기의 관성 속도 중 어느 하나인 제1 파라미터에 대해 선택된 값을 나타내는 입력 신호를 수신하는 수단;

제1 파라미터에 대해 선택된 값과 제1 파라미터에 대해 측정된 값 사이의 차이에 비례하는 제1 오차 신호를 생성하는 제1 피드백 루프; 및

제1 파라미터에 대해 선택된 값과, 항공기의 대기 속도 및 항공기의 관성 속도 중 나머지 하나인 제2 파라미터에 대해 측정된 값 사이의 차이에 비례하는 제2 오차 신호를 생성하는 제2 피드백 루프를 포함하는 항공기용 비행 제어 시스템으로서,

상기 제1 오차 신호와 제2 오차 신호는 합산되어 속도 오차 신호를 생성하고,

상기 속도 오차 신호와, 제1 오차 신호의 적분 값이 합산되어 액추에이터 명령 신호를 생성하며,

상기 액추에이터 명령 신호는 항공기의 제1 파라미터를 제어하여 제1 오차 신호가 최소화되도록 항공기 상의 장치를 작동시키는데 이용되기에 적합한 것인 항공기용 비행 제어 시스템.
청구항 1에 있어서, 상기 입력 신호를 수신하는 수단은 항공기 기내에서 생성된 입력 신호를 수신하도록 설정된 것인 항공기용 비행 제어 시스템.
청구항 1에 있어서, 상기 입력 신호를 수신하는 수단은 항공기로부터 원격하여 생성된 입력 신호를 수신하도록 설정된 것인 항공기용 비행 제어 시스템.
청구항 1에 있어서, 상기 제1 파라미터는 항공기의 대기 속도이며 상기 제2 파라미터는 항공기의 관성 속도인 것인 항공기용 비행 제어 시스템.
청구항 1에 있어서, 상기 제1 파라미터는 항공기의 관성 속도이며 상기 제2 파라미터는 항공기의 대기 속도인 것인 항공기용 비행 제어 시스템.
청구항 1에 있어서, 상기 액추에이터 명령 신호는 스로틀, 로터 시스템 제어기 및 나셀 위치 제어기로 이루어진 그룹으로부터 선택되는 장치를 작동시키는데 이용되기에 적합한 것인 항공기용 비행 제어 시스템.
항공기를 추진하는 추진 수단;

상기 추진 수단의 추력 출력을 제어하도록 설정된 적어도 하나의 장치; 및

비행 제어 시스템을 포함하는 항공기로서,

상기 비행 제어 시스템은

항공기의 대기 속도 및 항공기의 관성 속도 중 어느 하나인 제1 파라미터에 대해 선택된 값을 나타내는 입력 신호를 수신하는 수단;

제1 파라미터에 대해 선택된 값과 제1 파라미터에 대해 측정된 값 사이의 차이에 비례하는 제1 오차 신호를 생성하는 제1 피드백 루프; 및

제1 파라미터에 대해 선택된 값과, 항공기의 대기 속도 및 항공기의 관성 속도 중 나머지 하나인 제2 파라미터에 대해 측정된 값 사이의 차이에 비례하는 제2 오차 신호를 생성하는 제2 피드백 루프를 포함하는 것이며,

상기 제1 오차 신호와 제2 오차 신호는 합산되어 속도 오차 신호를 생성하고,

상기 속도 오차 신호와, 제1 오차 신호의 적분 값이 합산되어 액추에이터 명령 신호를 생성하며,

상기 액추에이터 명령 신호는 항공기의 제1 파라미터를 제어하여 제1 오차 신호가 최소화되도록 항공기 상의 장치를 작동시키는데 이용되는 것인 항공기.
청구항 7에 있어서, 상기 적어도 하나의 장치는 적어도 하나의 스로틀을 포함하는 것인 항공기.
청구항 7에 있어서, 상기 적어도 하나의 장치는 추력의 방향을 정하는 적어도 하나의 액추에이터를 포함하는 것인 항공기.
청구항 7에 있어서, 상기 입력 신호를 수신하는 수단은 항공기 기내에서 생 성된 입력 신호를 수신하도록 설정된 것인 항공기.
청구항 7에 있어서, 상기 입력 신호를 수신하는 수단은 항공기로부터 원격하여 생성된 입력 신호를 수신하도록 설정된 것인 항공기.
청구항 7에 있어서, 상기 제1 파라미터는 항공기의 대기 속도이며 상기 제2 파라미터는 항공기의 관성 속도인 것인 항공기.
청구항 7에 있어서, 상기 제1 파라미터는 항공기의 관성 속도이며 상기 제2 파라미터는 항공기의 대기 속도인 것인 항공기.
a) 항공기의 대기 속도 및 항공기의 관성 속도 중 어느 하나인 제1 파라미터에 대해 선택된 값을 나타내는 신호를 입력하는 단계,

b) 제1 파라미터에 대해 선택된 값과 제1 파라미터에 대해 측정된 값 사이의 차이를 계산하여 제1 오차 신호를 생성하는 단계;

c) 제1 파라미터에 대해 선택된 값과, 항공기의 대기 속도 및 항공기의 관성 속도 중 나머지 하나인 제2 파라미터에 대해 측정된 값 사이의 차이를 계산하여 제2 오차 신호를 생성하는 단계;

d) 제1 오차 신호와 제2 오차 신호를 합산하여 속도 오차 신호를 생성하는 단계;

e) 속도 오차 신호와, 제1 오차 신호의 적분 값을 합산하여 액추에이터 명령 신호를 생성하는 단계; 및

f) 제1 오차 신호가 최소화되도록 항공기의 제1 파라미터를 제어하기 위해 항공기 상의 장치를 작동시키는 단계

를 포함하는 항공기의 비행을 자동으로 제어하는 방법.
청구항 14에 있어서, 상기 제1 파라미터는 항공기의 대기 속도이며 상기 제2 파라미터는 항공기의 관성 속도인 것인 항공기의 비행을 자동으로 제어하는 방법.
청구항 14에 있어서, 상기 제1 파라미터는 항공기의 관성 속도이며 상기 제2 파라미터는 항공기의 대기 속도인 것인 항공기의 비행을 자동으로 제어하는 방법.