KR20130056652A - 자동 추력 제어 시스템 - Google Patents

자동 추력 제어 시스템 Download PDF

Info

Publication number
KR20130056652A
KR20130056652A KR1020110122373A KR20110122373A KR20130056652A KR 20130056652 A KR20130056652 A KR 20130056652A KR 1020110122373 A KR1020110122373 A KR 1020110122373A KR 20110122373 A KR20110122373 A KR 20110122373A KR 20130056652 A KR20130056652 A KR 20130056652A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
thrust
automatic
engine
control system
computer
Prior art date
Application number
KR1020110122373A
Other languages
English (en)
Inventor
박상선
박성한
안성준
Original Assignee
한국항공우주산업 주식회사
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한국항공우주산업 주식회사 filed Critical 한국항공우주산업 주식회사
Priority to KR1020110122373A priority Critical patent/KR20130056652A/ko
Publication of KR20130056652A publication Critical patent/KR20130056652A/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B64C13/18—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors using automatic pilot
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D47/00—Equipment not otherwise provided for
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D13/00—Control of linear speed; Control of angular speed; Control of acceleration or deceleration, e.g. of a prime mover
    • G05D13/02—Details
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

본 발명은 자동 추력 제어 시스템에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 엔진 추력 제어 명령을 비행 제어 컴퓨터(Flight Control Computer)가 가질 수 있도록 하는 자동 추력 제어 시스템에 관한 것이다.
상기의 기술적 과제를 해결하기 위한 수단으로써, 본 발명은 자동 추력 제어 시스템에 있어서, 자동 추력 작동 입력이 있는 경우, 조종사에 의해 설정된 속도에 맞도록 자동 추력 알고리즘을 통해 자동 비행을 위한 추력값을 계산하여 엔진 추력 제어 명령을 생성하는 비행 컴퓨터; 상기 비행 컴퓨터로부터 상기 엔진 추력 제어 명령을 수신하여 엔진의 추력을 제어하는 엔진 제어부; 및 항공기 조종사로부터 자동 추력 제어 시스템 작동 여부에 대한 입력을 받아 상기 비행 컴퓨터에 전달하는 자동 추력 작동 스위치; 를 포함하되, 상기 엔진 추력 제어 명령은 상기 비행 컴퓨터에서 상기 엔진 제어부로 MIL-STD-1553B 프로토콜에 의해 전달되는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템을 제공한다.
이상의 본 발명에 따른 자동 추력 제어 시스템은 별도의 제어 컴퓨터와 같은 시스템 하드웨어가 불필요하기 때문에, 무게 또는 중량에 민감한 항공기의 무게를 줄일 수 있어, 항공기 성능과 경제성을 향상시킬 수 있는 효과가 있다.

Description

자동 추력 제어 시스템{AUTO THROTTLE CONTROL SYSTEM}
본 발명은 자동 추력 제어 시스템에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 MIL-STD-1553B 프로토콜을 이용한 비행 제어 컴퓨터(Flight Control Computer)를 이용하여 엔진 추력을 제어하는 시스템에 관한 것이다.
항공기의 자동 조종 시스템(Auto-Pilot System)은 항공기가 고속화, 대형화되고 장시간, 장거리 비행이 가능하게 되면서 도입된 장비다. 이러한 자동 조종 시스템은 거리나 속도에 따라 조종사가 느끼는 조종 특성의 변화나 고도유지, 무게에 따른 일정 속도유지 등 각종 조종사의 업무를 보정, 관리한다. 즉, 자동 조종 시스템을 통해 항공기의 안전성, 성능, 운항 효율을 증대하는데 목적이 있다.
이때, 자동 조종 시스템은 자동 비행 제어 시스템(AFCS; Automatic Flight Control System), 마하 트림 보상장치(MTC; Mach Trim Compensator), 요 댐퍼(Yaw Damper) 시스템, 자동 추력 제어(Auto-Throttle Control)시스템, 비행 관리 시스템 및 성능 관리 시스템(PMS; Performance Management System) 등으로 구성될 수 있는데, 그 중 자동 추력 제어 시스템(Auto-Throttle Control System)은 항공기의 자동 비행 조종시, 항공기 엔진에 추력 제어 명령을 내려, 자동으로 항공기가 진행방향으로 밀고 나아가도록 하는 힘 즉, 추력을 제어하도록 하는 시스템이다.
종래에는 이러한 항공기의 추력을 제어하기 위해 자동 추력 제어 명령을 내리는 별도의 전담 컴퓨터를 두고, 자동 추력 제어 명령에 의해 아날로그 릴레이(Analog Relay) 회로 또는 증폭기(Amplifier)를 이용하여 엔진을 제어하였다.
하지만, 종래의 자동 추력 관리 시스템은 별도의 제어 컴퓨터와 같은 시스템 하드웨어를 필요로 하기 때문에, 항공기와 같이 무게 또는 중량에 민감한 장비에 있어서는, 항공기 성능과 경제성에 영향을 미칠 수 있는 문제가 있다.
본 발명은 자동 추력 제어 시스템에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 엔진 추력 제어 명령을 비행 제어 컴퓨터(Flight Control Computer)가 가질 수 있도록 하는 자동 추력 제어 시스템에 관한 것이다.
전술한 기술적 과제를 해결하기 위한 수단으로써, 본 발명은 자동 추력 제어 시스템에 있어서, 자동 추력 작동 입력이 있는 경우, 조종사에 의해 설정된 속도에 맞도록 자동 추력 알고리즘을 통해 자동 비행을 위한 추력값을 계산하여 엔진 추력 제어 명령을 생성하는 비행 컴퓨터; 상기 비행 컴퓨터로부터 상기 엔진 추력 제어 명령을 수신하여 엔진의 추력을 제어하는 엔진 제어부; 및 항공기 조종사로부터 자동 추력 제어 시스템 작동 여부에 대한 입력을 받아 상기 비행 컴퓨터에 전달하는 자동 추력 작동 스위치; 를 포함하되, 상기 엔진 추력 제어 명령은 상기 비행 컴퓨터에서 상기 엔진 제어부로 MIL-STD-1553B 프로토콜에 의해 전달되는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템을 제공한다.
또한, 본 발명은 상기 비행 컴퓨터에서 상기 엔진 제어부로 상기 엔진 추력 제어 명령을 아날로그 신호 형태로 더 전달하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템을 제공한다.
또한, 본 발명에서 상기 자동 추력 제어 시스템은, 상기 비행 컴퓨터를 적어도 하나 이상 포함하되, 하나 이상의 상기 엔진 추력 제어 명령은 멀티플렉서에 의해 선택된 하나의 상기 엔진 추력 제어 명령을 상기 엔진 제어부로 전달되는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템을 제공한다.
또한, 본 발명에서 상기 자동 추력 제어 시스템은, 둘 이상의 엔진 제어부를 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템을 제공한다.
또한, 본 발명은, 상기 비행 컴퓨터와 연결되어, 자동 추력 제어 시스템 작동 여부를 표시하는 자동 추력 제어 시스템 작동 램프; 를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템을 제공한다.
또한, 본 발명은, 상기 비행 컴퓨터에 연결되어, 항공기 조종사로부터 추력 입력을 받아 상기 비행 컴퓨터에 동력 레버각 출력을 내보내는 추력 입력부; 를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템을 제공한다.
또한, 본 발명에서, 상기 추력 입력부는, 상기 추력 입력에 대응되는 레버의 위치 각도 변위를 측정하는 센서를 통해 동력 레버각 출력을 생성하는 회전형 가변 차동변압기; 를 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템을 제공한다.
또한, 본 발명에서, 상기 추력 입력부는, 추력 조절 장치에 연결되어 상기 추력 조절 장치의 레버 위치 각도 변위를 측정하여 동력 레버각을 상기 비행 컴퓨터에 출력하는 제1 회전형 가변 차동변압기; 및 보조 추력 조절 장치에 연결되어 상기 보조 추력 조절 장치의 레버 위치 각도 변위를 측정하여 동력 레버각을 상기 비행 컴퓨터에 출력하는 제2 회전형 가변 차동변압기; 를 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템을 제공한다.
또한, 본 발명은, 상기 제1 회전형 가변 차동변압기와 상기 제2 회전형 가변 차동변압기와 연결되어, 상기 제1 회전형 가변 차동변압기 및 상기 제2 회전형 가변 차동변압기 중 항공기 조종사의 선택에 의해 선택된 어느 하나로부터의 동력 레버각 출력을 상기 비행 컴퓨터에 전달하는 백업용 스위치; 를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템을 제공한다.
또한, 본 발명에서, 상기 비행 컴퓨터는, 상기 자동 추력 작동 입력 및 조종사로부터 입력받은 추력 입력에 대한 동력 레버각을 입력받는 비행 컴퓨터 입력부; 상기 비행 컴퓨터 입력부로부터 입력받은 상기 자동 추력 작동 입력이 켜져 있는 경우, 조종사에 의해 설정된 항공기 속도에 따라 자동 추력 알고리즘을 통해 추력값을 계산하는 추력 제어부; 및 상기 추력 제어부로부터 계산된 상기 추력값을 상기 엔진 제어부로 출력하는 비행 컴퓨터 출력부; 를 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템을 제공한다.
또한, 본 발명에서, 상기 비행 컴퓨터는, 상기 비행 컴퓨터 입력부와 연결되어, 상기 자동 추력 작동 입력 및 상기 동력 레버각을 모니터링 하는 상기 신호 감시부; 를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템을 제공한다.
또한, 본 발명에서, 상기 비행 컴퓨터는, 상기 비행 컴퓨터 출력부로부터 출력된 추력값을 상기 엔진 제어부에 MIL-STD-1553B 방식으로 전달하기 위한 1553B 인터페이스; 를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템을 제공한다.
이상의 본 발명에 따른 자동 추력 제어 시스템은 별도의 제어 컴퓨터와 같은 시스템 하드웨어가 불필요하기 때문에, 무게 또는 중량에 민감한 항공기의 무게를 줄일 수 있어, 항공기 성능과 경제성을 향상시킬 수 있는 효과가 있다.
또한, 본 발명에 따른 자동 추력 제어 시스템은 둘 이상의 비행 컴퓨터 및 엔진 제어부를 구비하는 경우, 항공기 엔진 제어를 지속적으로 유지할 수 있으므로, 엔진 제어 방식의 신뢰성 및 안정성을 확보할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 자동 추력 제어 시스템을 블록 다이어그램으로 간략하게 도식화한 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컴퓨터(FCC)의 구성을 블록 다이어그램으로 간략하게 도식화한 도면이다.
아래에는 첨부한 도면을 참조하여 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 본 발명의 실시예를 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구성될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다. 그리고 도면에서 본 발명을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 유사한 부분에 대해서는 유사한 도면 부호를 붙여 설명하기로 한다.
이하, 본 발명에서 실시하고자 하는 구체적인 기술내용에 대해 첨부도면을 참조하여 상세하고도 명확하게 설명하기로 한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 자동 추력 제어 시스템을 블록 다이어그램으로 간략하게 도식화한 도면이다.
도 1에 도시한 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 자동 추력 제어 시스템(10)은 비행 컴퓨터(FCC)(100) 및 엔진 제어부(FADEC)(200)을 포함한다.
비행 컴퓨터(FCC; Flight Control Computer)(100)는 자동 비행을 위한 추력값을 계산하여 엔진 추력 제어 명령을 생성하고, 엔진 제어부(FADEC; Full Authority Digital Electronic Control)(200)는 비행 컴퓨터(FCC)(100)로부터 엔진 추력 제어 명령을 수신하여 엔진의 추력을 제어한다.
비행 컴퓨터(FCC)(100)가 수신하는 엔진 추력 제어 명령은 항공기 조종사에 의한 자동 추력 입력이 있는지 여부에 대한 자동 추력 작동 입력(Auto-Throttle Engage) 및 엔진 추력 입력 즉, 쓰로틀 레버의 위치에 대한 동력 레버각(PLA Position; Power Lever Angle Position)을 포함할 수 있다.
비행 컴퓨터(FCC)(100)는 자동 추력 작동 입력(Auto-Throttle Engage) 및 동력 레버각(PLA Position)을 수신하여 엔진 제어 명령을 생성하고, 이를 엔진 제어부(FADEC)(200)에 전달하게 된다.
이로써, 엔진 제어부(FADEC)(200)는 비행 컴퓨터(100)로부터 수신한 엔진 추력 제어 명령에 따라 연료, 압축기/팬, 후기 연소기, 노즐을 제어하여 조종사가 원하는 출력을 발생시키게 됨으로써, 항공기 조종사로부터의 추력 입력에 따른 엔진 제어가 가능하게 된다.
이때, 비행 컴퓨터(FCC)(100)에서 엔진 제어부(FADEC)(200)로 전달되는 엔진 추력 제어 명령은 MIL-STD-1553B 프로토콜에 의한 통신으로 전달되는 것을 특징으로 한다.
이러한 MIL-STD-1553B 프로토콜과 같은 데이터 통신에 의한 제어 명령 전달을 수행하는 경우, 통신 신호에 대한 신뢰성을 확보함과 동시에 엔진 추력 제어 명령에 대해 제어 스케줄링(Scheduling)이 가능하게 된다. 따라서, 항공기의 운항 상태 즉, 순항, 지형탐색, 자동이착륙, 회피기동, G-LOC 등의 운항 상태에 맞는 적절한 제어 스케줄링에 의해 자동 추력 제어 시스템을 활용할 수 있게 된다.
이때, 엔진 추력 제어 명령은 상술한 바와 같이 MIL-STD-1553B 프로토콜에 의해 전송되는 것을 특징으로 하나, 도 1에 도시한 바와 같이, 이 외에도 아날로그(Analog) 신호 형태로 함께 더 전송하는 것을 특징으로 한다.
엔진 추력 제어 명령을 아날로그 릴레이(Relay) 회로 및 증폭기(Amplifier)와 같은 아날로그 회로를 통해 아날로그 신호 형태로 함께 더 전송함으로써, MIL-STD-1553B 프로토콜에 의해 전송되는 엔진 추력 제어 명령이 고장에 의해 제대로 전송되지 않는 경우에, 예비적 신호로써 엔진 제어부(FADEC)(200)가 엔진 제어를 지속적으로 유지할 수 있도록 하여, 위급한 상황에서도 대처가 가능하다.
이와 같은 자동 추력 제어 시스템(10)은 비행 컴퓨터(FCC)(100)와 엔진 제어부(FADEC)(200)를 각각 하나씩 포함할 수 있으나, 하나 이상 포함할 수도 있다. 일 예로써, 도 1에 도시한 바와 같이 비행 컴퓨터(FCC)(100)는 3개의 채널로 구성될 수 있고, 엔진 제어부(FADEC)(200)는 2개의 채널로 구성될 수 있다.
비행 컴퓨터(FCC)(100)는 동일한 기능을 하는 3개의 채널이 구성되어 3중의 여분의 컴퓨터 시스템으로 구성될 수 있다. 하나의 비행 컴퓨터(FCC)(100)는 인접한 비행 컴퓨터(FCC)(100)와 연결되어 통신함으로써 주위 비행 컴퓨터(FCC)(100)의 정상 동작 여부를 판단할 수 있고, 정상 동작하지 않는 비행 컴퓨터(FCC)(100)가 존재하는 경우 멀티플렉서(MUX; Multiplexer)를 이용하여 이를 제외하고 정상 동작하는 비행 컴퓨터(FCC)(100)로부터의 엔진 추력 제어 명령을 선택함으로써 정상적으로 엔진 제어부(FADEC)(200)가 엔진을 제어할 수 있도록 한다.
즉, 세 개의 비행 컴퓨터(FCC)(100) 중 일부 고장이 발생한 경우, 고장난 비행 컴퓨터를 격리시키고 유효하게 계산된 추력값에 의한 엔진 추력 제어 명령을 엔진 제어부(FADEC)(200)로 전달하게 된다.
이러한 추력값은 비행 컴퓨터(FCC)(100)에 탑재된 추력 제어부(102)에 내장된 자동 추력 알고리즘을 통해 계산된다. 자동 추력 알고리즘은 조종사가 설정한 항공기 속도에 따라 항공기의 고도, 자세, 바람의 세기 및 항공기의 상승 또는 하강율을 판단하여 추력값을 계산하게 된다.
엔진 제어부(FADEC)(200) 역시, 도 1에 도시한 바와 같이, 하나의 채널에 이상이 있을 시에는 다른 채널로 전환되어 엔진 제어가 가능하도록 이중의 채널로 구성되는 것이 바람직하다.
즉, 각 채널의 엔진 제어부(FADEC)(200)는 동일한 제어 특성을 보유한 것으로 한 채널이 엔진을 제어 중일 때 다른 채널은 보조적인 위치에서 대기상태를 유지한다. 만약 제어 중인 채널에 이상이 발생하면 대기상태인 채널로 엔진을 제어하도록 함으로써 엔진제어를 계속 수행할 수 있도록 할 수 있고, 필요시 조종사가 수동으로 엔진을 제어하는 채널을 변경할 수 있도록 하기 위함이다.
비행 컴퓨터(FCC)를 구체적으로 살펴보면, 도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컴퓨터(FCC)의 구성을 블록 다이어그램으로 간략하게 도식화한 도면이다.
도 2에 도시한 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컴퓨터(FCC)는 비행 컴퓨터 입력부(101), 추력 제어부(102), 비행 컴퓨터 출력부(103) 및 1553B 인터페이스(105)를 포함할 수 있고, 이에 신호 감시부(104)가 더 포함될 수 있다.
비행 컴퓨터 입력부(101)는 항공기 조종사로부터 자동 추력 작동 스위치(110)를 통해 자동 추력 작동 여부에 대한 자동 추력 작동 입력 및 쓰로틀 레버의 위치에 대한 동력 레버각을 입력을 받고, 추력 제어부(102)에 전달하게 된다.
이때, 신호 감시부(104)는 비행 컴퓨터 입력부(101)와 연결되어, 입력되는 신호인 자동 추력 작동 입력 및/또는 동력 레버각에 대한 신호를 감시(Monitoring)하고, 상기 입력에 대한 신호를 감시함으로써, 입력 신호에 대한 오류, 고장 여부에 대한 판단을 하고, 저장 매체(미도시)를 더 포함하여, 입력 신호를 저장 매체에 기록함으로써 기타 항공기 운항 중의 입력 신호에 대한 기록을 저장할 수도 있다.
추력 제어부(102)는 자동 추력 작동 입력에 대한 신호가 있는지 또는 신호에 대해 오류가 있거나 끊긴 경우를 판단하여 엔진 제어 명령의 출력을 결정하게 된다. 일 예로써, 비행 컴퓨터 입력부(101)로부터 자동 추력 작동 여부에 대한 입력이 켜(ON)져 있고 신호가 정상적으로 수신이 되는 경우에는 조종사에 의해 설정된 항공기 속도에 따라 자동 추력 알고리즘을 통해 결정된 추력값에 대한 엔진 제어 명령을 비행 컴퓨터 출력부(103)를 거쳐 엔진 제어부(200)에 전달하게 된다.
이와 달리 자동 추력 작동 여부에 대한 입력이 꺼져(OFF) 있거나 자동 추력 작동 입력 신호가 고장 등에 의해 오류가 있거나 단절된 경우에는 자동 추력 알고리즘을 거치지 않고, 조종사에 의해 입력된 동력 레버각에 대한 신호를 기준으로 엔진 제어 명령을 비행 컴퓨터 출력부(103)를 거쳐 엔진 제어부(200)에 전달하게 된다.
비행 컴퓨터 출력부(103)는 추력 제어부(102)로부터 전달받은 엔진 제어 명령을 엔진 제어부(200)에 전달한다.
이때, 비행 컴퓨터 출력부(103)는 MIL-STD-1553B 프로토콜을 사용할 수 있는 1553B 인터페이스(105)가 더 포함될 수 있으며, 통신 인터페이스인 1553B 인터페이스(105)를 통해 엔진 제어부(200)와 물리적, 신호적으로 연결되어, 데이터 통신이 이루어 지게 되며, 이러한 데이터 통신이 이루어지는 경우, 엔진 제어부(200)에 대한 신호 출력에 대한 신뢰를 확보할 수 있고, 엔진 제어 명령 전달을 수행하는 경우, 엔진 추력 제어 명령에 대해 제어 스케줄링(Scheduling)이 가능하게 된다. 따라서, 항공기의 운항 상태 즉, 순항, 지형탐색, 자동이착륙, 회피기동, G-LOC 등의 운항 상태에 맞는 적절한 제어 스케줄링에 의해 자동 추력 제어 시스템을 활용할 수 있게 된다.
자동 추력 제어 시스템(10)은 도 1에 도시한 바와 같이, 비행 컴퓨터(FCC)(100)에 연결된 자동 추력 작동 스위치(Auto-Throttle Engage Switch)(110) 및 자동 추력 제어 시스템 작동 램프(Auto Throttle Control System Engage Lamp)(120)를 더 포함할 수 있다.
자동 추력 작동 스위치(110)는 비행 컴퓨터(FCC)(100)와 연결되어, 항공기 조종사로부터 자동 추력 제어 시스템(10)의 작동 여부에 대한 입력 즉, 자동 추력 작동 입력을 받아 비행 컴퓨터(FCC)(100)에 전달한다. 이러한 자동 추력 작동 스위치(100)에 의해 전달되는 신호는 1비트의 디스크리트(Discrete)된 신호 형태로 비행 컴퓨터(FCC)(100)에 입력될 수 있다.
자동 추력 제어 시스템 작동 램프(120)는 비행 컴퓨터(FCC)(100)와 연결되어, 자동 추력 제어 시스템(10)의 작동 여부를 표시할 수 있다. 비행 컴퓨터(FCC)(100)로부터 수신한 자동 추력 제어 시스템 작동 램프(120) 역시 디스크리트(Discrete)된 신호로써 2비트로 구성되는 것이 바람직하다. 자동 추력 제어 시스템 작동 램프(120)가 표시할 수 있는 상태는 기본적으로 자동 추력 제어가 작동하는지 여부에 대한 두 가지 상태에 대한 표시가 이루어질 수 있으나, 이외에도 항공기 조종사가 자동 추력 작동 스위치(110)을 통해 자동 추력 작동 입력이 이루어졌으나, 비행운용 프로그램(OFP)에 내장된 추력값 계산 알고리즘에 의해 자동 추력값을 계산할 수 없는 등의 알고리즘이 정상 동작할 수 없는 상태를 표시하도록 하는 것이 바람직하기 때문이다.
또한, 자동 추력 제어 시스템(10)은 도 1에 도시한 바와 같이, 비행 컴퓨터(FCC)(100)에 연결된 추력 입력부(TQA; Throttle Quadrant Assembly)(300)를 더 포함할 수 있다.
추력 입력부(TQA)(300)는 비행 컴퓨터(FCC)(100)에 연결되어, 항공기 조종사로부터 추력 조절 장치(Throttle)(301) 또는 보조 추력 조절 장치(Backup Throttle)(302)를 통해 추력 입력을 받아 비행 컴퓨터(FCC)(100)에 추력 레버의 위치 즉, 동력 레버각(PLA Position)을 출력한다.
추력 입력부(TQA)(300)가 포함하고 있는 회전형 가변 차동변압기(RVDT; Rotary Variable Differential Transformer)는 회전형 가변 차동변압기 센서를 통해 항공기 조종사로부터의 추력 입력에 대응되는 레버의 위치 각도 변위를 측정하여, 아날로그 형태로 비행 컴퓨터(FCC)(100)에 동력 레버각(PLA Position)을 전송하게 된다. 이때, 추력 입력부(TQA)(300)을 통해 비행 컴퓨터(FCC)(100) 내의 비행 컴퓨터 입력부(101)로 전달된 동력 레버각 입력은 아날로그 신호로써, 비행 컴퓨터(FCC)(100) 내의 비행 컴퓨터 입력부(101)와 연결된 신호 감시부(104)에서 동력 레버각 입력을 모니터와 같은 표시수단(미도시)을 통해 모니터링할 수 있게 된다.
회전형 가변 차동변압기(RVDT)는 추력 입력부(TQA)(300)는 추력 조절 장치(301)에 연결되어 추력 조절 장치(301)의 레버 위치 각도 변위를 측정하여 동력 레버각(PLA Position)을 비행 컴퓨터(FCC)(100)에 출력하는 제1 회전형 가변 차동변압기(제1 RVDT)(311) 및 보조 추력 조절 장치(302)에 연결되어 보조 추력 조절 장치(302)의 레버 위치 각도 변위를 측정하여 동력 레버각(PLA Position)을 비행 컴퓨터(FCC)(100)에 출력하는 제2 회전형 가변 차동변압기(제2 RVDT)(312)로 구성될 수 있다.
이때, 제2 회전형 가변 차동변압기(제2 RVDT)(312)는 추력 조절 장치(301)의 기계적 고장이나 손실이 발생하여 추력 조절을 할 수 없는 경우를 대비한 보조 추력 조절 장치(302)에 대응되는 회전형 가변 차동변압기이고, 또한 제1 회전형 가변 차동변압기(제1 RVDT)(311)는 비행 컴퓨터(FCC)(100)의 채널에 대응되어, 추력 입력부(TQA)(300)가 포함하는 제1 회전형 가변 차동변압기(제1 RVDT)(311)의 수는 비행 컴퓨터(FCC)(100)의 채널 수와 같은 수로 구성될 수 있다.
추력 입력부(TQA)(300)가 제1 회전형 가변 차동변압기(제1 RVDT)(311) 및 제2 회전형 가변 차동변압기(제2 RVDT)(312)를 포함하는 경우, 추력 입력부(TQA)(300)는 백업용 스위치(320)를 더 포함할 수 있다. 백업용 스위치(320)는 추력 조절 장치(301)에 대한 제1 회전형 가변 차동변압기(제1 RVDT)(311) 및 보조 추력 조절 장치(302)에 대한 제2 회전형 가변 차동변압기(제2 RVDT)(312) 중 항공기 조종사의 선택에 의해 비행 컴퓨터(FCC)(100)에 아날로그 형식으로 동력 레버각(PLA Position)을 전송하기 위한 스위치로써, 상술한 바와 같이 추력 조절 장치(301)가 기계적 고장이나 손실이 발생하는 경우에 조종사의 선택에 의해 전환될 수 있다.
이상의 본 발명에 따른 자동 추력 제어 시스템은 종래의 별도의 제어 컴퓨터와 같은 시스템 하드웨어가 불필요하기 때문에, 무게 또는 중량에 민감한 항공기의 무게를 줄일 수 있어, 항공기 성능과 경제성을 향상시킬 수 있는 효과가 있다.
이상에서 설명한 본 발명의 바람직한 실시예들은 기술적 과제를 해결하기 위해 개시된 것으로, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자(당업자)라면 본 발명의 사상 및 범위 안에서 다양한 수정, 변경, 부가 등이 가능할 것이며, 이러한 수정 변경 등은 이하의 특허청구범위에 속하는 것으로 보아야 할 것이다.
10: 자동 추력 제어 시스템 100: 비행 컴퓨터
101: 비행 컴퓨터 입력부 102: 추력 제어부
103: 비행 컴퓨터 출력부 104: 신호 감시부
105: 1553B 인터페이스 110: 자동 추력 작동 스위치
120: 자동 추력 제어 시스템 작동 램프
200: 엔진 제어부 300: 추력 입력부
301: 추력조절장치 302: 보조 추력조절장치
311: 제1 회전형 가변 차동변압기 312: 제2 회전형 가변 차동변압기
320: 백업용 스위치

Claims (12)

  1. 자동 추력 제어 시스템에 있어서,
    자동 추력 작동 입력이 있는 경우, 조종사에 의해 설정된 속도에 맞도록 자동 추력 알고리즘을 통해 자동 비행을 위한 추력값을 계산하여 엔진 추력 제어 명령을 생성하는 비행 컴퓨터;
    상기 비행 컴퓨터로부터 상기 엔진 추력 제어 명령을 수신하여 엔진의 추력을 제어하는 엔진 제어부; 및
    항공기 조종사로부터 자동 추력 제어 시스템 작동 여부에 대한 입력을 받아 상기 비행 컴퓨터에 전달하는 자동 추력 작동 스위치;
    를 포함하되,
    상기 엔진 추력 제어 명령은 상기 비행 컴퓨터에서 상기 엔진 제어부로 MIL-STD-1553B 프로토콜에 의해 전달되는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행 컴퓨터에서 상기 엔진 제어부로 상기 엔진 추력 제어 명령을 아날로그 신호 형태로 더 전달하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 자동 추력 제어 시스템은,
    상기 비행 컴퓨터를 적어도 하나 이상 포함하되, 하나 이상의 상기 엔진 추력 제어 명령은 멀티플렉서에 의해 선택된 하나의 상기 엔진 추력 제어 명령을 상기 엔진 제어부로 전달되는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 자동 추력 제어 시스템은, 둘 이상의 엔진 제어부를 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행 컴퓨터와 연결되어, 자동 추력 제어 시스템 작동 여부를 표시하는 자동 추력 제어 시스템 작동 램프;
    를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행 컴퓨터에 연결되어, 항공기 조종사로부터 추력 입력을 받아 상기 비행 컴퓨터에 동력 레버각 출력을 내보내는 추력 입력부;
    를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 추력 입력부는,
    상기 추력 입력에 대응되는 레버의 위치 각도 변위를 측정하는 센서를 통해 동력 레버각 출력을 생성하는 회전형 가변 차동변압기;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 추력 입력부는,
    추력 조절 장치에 연결되어 상기 추력 조절 장치의 레버 위치 각도 변위를 측정하여 동력 레버각을 상기 비행 컴퓨터에 출력하는 제1 회전형 가변 차동변압기; 및
    보조 추력 조절 장치에 연결되어 상기 보조 추력 조절 장치의 레버 위치 각도 변위를 측정하여 동력 레버각을 상기 비행 컴퓨터에 출력하는 제2 회전형 가변 차동변압기;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 추력 입력부는,
    상기 제1 회전형 가변 차동변압기와 상기 제2 회전형 가변 차동변압기와 연결되어, 상기 제1 회전형 가변 차동변압기 및 상기 제2 회전형 가변 차동변압기 중 항공기 조종사의 선택에 의해 선택된 어느 하나로부터의 동력 레버각 출력을 상기 비행 컴퓨터에 전달하는 백업용 스위치;
    를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템.
  10. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행 컴퓨터는,
    상기 자동 추력 작동 입력 및 조종사로부터 입력받은 추력 입력에 대한 동력 레버각을 입력받는 비행 컴퓨터 입력부;
    상기 비행 컴퓨터 입력부로부터 입력받은 상기 자동 추력 작동 입력이 켜져 있는 경우, 조종사에 의해 설정된 항공기 속도에 따라 자동 추력 알고리즘을 통해 추력값을 계산하는 추력 제어부; 및
    상기 추력 제어부로부터 계산된 상기 추력값을 상기 엔진 제어부로 출력하는 비행 컴퓨터 출력부;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템.
  11. 제 10 항에 있어서,
    상기 비행 컴퓨터는,
    상기 비행 컴퓨터 입력부와 연결되어, 상기 자동 추력 작동 입력 및 상기 동력 레버각을 모니터링 하는 상기 신호 감시부;
    를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템.
  12. 제 10 항에 있어서,
    상기 비행 컴퓨터는,
    상기 비행 컴퓨터 출력부로부터 출력된 추력값을 상기 엔진 제어부에 MIL-STD-1553B 방식으로 전달하기 위한 1553B 인터페이스;
    를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 자동 추력 제어 시스템.
KR1020110122373A 2011-11-22 2011-11-22 자동 추력 제어 시스템 KR20130056652A (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020110122373A KR20130056652A (ko) 2011-11-22 2011-11-22 자동 추력 제어 시스템

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020110122373A KR20130056652A (ko) 2011-11-22 2011-11-22 자동 추력 제어 시스템

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20130056652A true KR20130056652A (ko) 2013-05-30

Family

ID=48664628

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020110122373A KR20130056652A (ko) 2011-11-22 2011-11-22 자동 추력 제어 시스템

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR20130056652A (ko)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111857087A (zh) * 2019-04-30 2020-10-30 中国空间技术研究院 带有监控功能的可配置遥控遥测模拟器及控制测试方法
US11377223B2 (en) 2018-10-29 2022-07-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Autothrottle control system on turbopropeller-powered aircraft

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11377223B2 (en) 2018-10-29 2022-07-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Autothrottle control system on turbopropeller-powered aircraft
CN111857087A (zh) * 2019-04-30 2020-10-30 中国空间技术研究院 带有监控功能的可配置遥控遥测模拟器及控制测试方法
CN111857087B (zh) * 2019-04-30 2021-10-01 中国空间技术研究院 带有监控功能的可配置遥控遥测模拟器及控制测试方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9221538B2 (en) Flight control system for unmanned aerial vehicle
US7878461B2 (en) System and method for an integrated backup control system
US8935015B2 (en) Flight control system with alternate control path
US20070164166A1 (en) Apparatus and method for backup control in a distributed flight control system
US10479491B2 (en) System and method for rotorcraft collective power hold
US10106269B1 (en) System and method for inadvertent engine shutdown prevention
US20060100750A1 (en) Dual/triplex flight control architecture
US11247768B2 (en) Flight control system for an aircraft
EP3456626B1 (en) Electric pedal control device for aircraft
US20180290730A1 (en) Aircraft flight control system
US8033506B2 (en) Apparatus and method for refueling aircraft
US11117653B2 (en) System and method for tactile cueing through rotorcraft pilot controls using variable friction and force gradient
CN110710164A (zh) 飞行控制系统
US11150653B1 (en) Autopilot availability for reduced crew operations system and method
US20120056039A1 (en) Control system for an aircraft
US11685523B2 (en) System and method for monitoring aircraft pilot control position and providing a retrim prompt
EP3569497A1 (en) System and method for tactile cueing through rotorcraft pilot controls using variable friction and force gradient
KR20130056652A (ko) 자동 추력 제어 시스템
EP3540551B1 (en) Flight control system
US6366837B1 (en) Method for providing command augmentation to a command lane within a vehicle
US11643188B2 (en) Aircraft
US2833496A (en) Flight control system
EP4306431A1 (en) An electronic unit for a tactile cueing apparatus
CN114384922A (zh) 一种无人机飞行控制冗余技术
GB2620633A (en) An electronic unit for a tactile cueing apparatus

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E601 Decision to refuse application