KR20130090848A

KR20130090848A - 항공기 성능의 최적화 방법, 장치, 및 항공기

Info

Publication number: KR20130090848A
Application number: KR1020130013617A
Authority: KR
Inventors: 장-필리프 에브라트; 알반 코프론
Original assignee: 유로꼽떼르
Priority date: 2012-02-06
Filing date: 2013-02-06
Publication date: 2013-08-14
Also published as: FR2986505A1; KR101451950B1; CA2797824A1; CA2797824C; EP2623746A1; FR2986505B1; EP2623746B1; US20140200844A1; US9285292B2

Abstract

본 발명은 적어도 하나의 터빈을 포함하는 터빈 조립체와, 가스 발생기를 구비한 적어도 하나의 터빈 엔진을 가지는 회전익 항공기의 성능을 최적화하는 방법에 관한 것이다. 규정 단계에서는, 항공기에 관한 제 1 성능 레벨 및 제 2 성능 레벨이 규정된다. 건강 검사 단계(STP2) 동안에는, 상기 가스 발생기의 회전 속도의 함수로서 제 1 파워 마진이 결정되고, 상기 터빈 조립체의 온도의 함수로서 제 2 파워 마진이 결정된다. 평가 단계(STP3) 동안에는, 목표 성능 레벨이 제 1 성능 레벨 또는 제 2 성능 레벨과 같은지를 결정하기 위해, 각각의 파워 마진이 제 1 임계치와 비교된다. 표시 단계(STP4) 동안에는, 목표 성능 레벨이 표시된다.

Description

항공기 성능의 최적화 방법, 장치, 및 항공기{A METHOD OF OPTIMIZING THE PERFORMANCE OF AN AIRCRAFT, A DEVICE, AND AN AIRCRAFT}

본 출원은 그 전문에 참조로 본 명세서에 통합되고, 2012년 2월 6일자로 출원된 FR1200340호의 이익을 주장한다.

본 발명은 항공기 성능을 최적화하는 방법, 장치, 및 항공기에 관한 것이다.

따라서 본 발명은 차량, 특히 항공기, 더 구체적으로는 회전익 항공기용 파워 플랜트(power plant) 분야에 관한 것이다.

항공기에는 일반적으로, 그것을 추진하기 위한 적어도 하나의 엔진이 제공된다. 예컨대, 회전익 항공기는 회전익을 회전 구동하기 위한 적어도 하나의 엔진이 구비된 파워 플랜트를 가진다. 예컨대, 헬리콥터는 종종 적어도 하나의 터빈 엔진, 특히 때때로 가스 터빈이라고 알려진 터보 샤프트 엔진을 구비한다.

각각의 엔진은 적어도 하나의 출력 정격(power rating)으로 사용될 수 있도록 크기가 정해지고, 각각의 출력 정격은 이용 지속 기간과 발전된 파워 레벨을 연관시킨다.

알려진 정격 중에는 다음과 같은 것이 있다.

·약 5분(min) 내지 10분의 이용 지속 기간을 최대 이륙(take-off) 파워 PMD와 연관시키는 이륙 정격과,

·무제한 이용 지속 기간과 최대 연속 파워(PMC)를 연관시키는 최대 연속 정격.

또한, 적어도 2개의 엔진을 가지는 항공기용 초우발성(super-contingency) 정격이 존재하고, 이들 정격은 엔진 중 하나가

·30초 OEI(하나의 작용하고 있지 않은 엔진)로서 알려진 연속적인 약 30초의 지속 기간과 초우발성 파워를 연관시키고, 비행 동안 3가지 경우에 대해 사용가능한 제 1 우발성 정격;

·2분 OEI로서 알려진 약 2분의 이용 지속 기간과 최대 우발성 파워를 연관시키는 제 2 우발성 정격; 및

·예컨대, 하나의 엔진이 실패한 후 비행이 끝날 때까지 연장하는 이용 지속 기간과 중간 우발성 파워를 연관시키는 제 3 우발성 정격에 해당되지 않을 경우 사용하기 위한 것이다.

동시에, 항공기 엔진이 교정을 보기 전에 지탱할 수 있는 비행 시간의 횟수를 결정하는 것이 흔하다. 이러한 비행 시간의 횟수는 오버홀 간격(TBO: time between overhaul)이라고 알려져 있다.

이후 항공기의 성능은 다양한 파워 정격으로 각 엔진에 의해 발전될 수 있는 파워에 의존한다. 에컨대, 항공기의 최대 이륙 중량과 그것의 순항 속도는 특히 각각의 엔진에 의해 발전된 파워에 의존하는 성능의 양상들이다.

그렇지만, 엔진에 의해 발전된 파워는 시간이 지남에 따라 감소한다. 새로운 엔진에 의해 발전된 파워 레벨들은 일반적으로 TBO까지 올라오는 노화된 엔진에 의해 발전된 파워 레벨들보다 높다.

그러한 상황에서는, 항공기 엔진의 수명과는 무관하게 요구되는 성능을 보장하기 위해, 엔진들을 오버디멘션(overdimension)하는 것이 가능하다.

새로운 엔진의 성능이 노화된 엔진의 성능과는 상이하다는 것이 이해될 수 있다. 따라서, 새로운 엔진들이 항공기의 수명 전반에 걸쳐 성능을 보장하기 위해 실제로 요구되고 공인된 엔진들보다 훨씬 더 강력할 수 있다. 따라서 각각의 새로운 엔진은 요구된 파워 레벨들 위의 파워 마진(power margin)을 나타낸다.

통상적으로, 엔진은 요구되고 공인된 파워 레벨들보다 2% 내지 10% 위에 있는 파워 마진을 나타낼 수 있다. 그러한 조건 하에서는, 항공기의 성능이 그것의 엔진 수명 전반에 걸쳐 보장된다.

그렇지만, 각각의 엔진은 항공기 성능 측면에서 사용되지 않고 남는 파워 마진을 제공할 수 있다는 점이 이해될 수 있다.

또한, 어떤 공인 규정들은 각 엔진이 항공기가 공인된 성능 레벨들에 도달할 수 있게 하는 파워를 전달할 수 있는지를 검증하기 위한 수단을 필요로 할 수 있다.

따라서, 엔진의 건강 검사(health check)를 행하는 것이 가능하다. 항공기 엔진들의 건강을 검진하기 위한 절차는 주어진 감시 파라미터에 관한 엔진들의 동작 마진들을 측정하는 역할을 한다.

예컨대, 엔진의 성능을 검사하기 위해 2개의 감시 파라미터가 사용될 수 있다.

터빈 엔진이 자유(free) 터빈으로부터 상방으로 배치된 고압 터빈을 가지므로, 제 1 감시 파라미터는 당업자가 TET라고 알고 있는 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도이다.

그렇지만, 온도(TET)가 그것의 높은 값으로 인해 측정하기 어렵기 때문에, 당업자가 T45라고 알고 있는 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도를 제 1 감시 파라미터로 하는 것이 바람직하다. 이 온도는 온도(TET)의 양호한 이미지이고, 따라서 엔진의 열화(degradation)를 나타낸다.

따라서, 제 1 감시 파라미터는 터빈 조립체의 온도이고, 이 온도는 아마도 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도(TET)이거나 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도(T45)이다.

또한, 또 다른 감시 파라미터는 엔진에 의해 전달된 파워와, 그것의 샤프트로부터의 토크에 관련되고, 이 경우 파워와 샤프트 토크는 상호 의존적이다. 그렇지만, 당업자가 Ng라고 알고 있는 엔진의 가스 발생기의 회전 속도는 또한 엔진에 의해 전달된 파워와 결부되어 있어, 사용될 수 있는 제 2 감시 파라미터는 가스 발생기의 이러한 회전 속도(Ng)이다.

따라서, 엔진의 건강 상태를 검사하는 것은, 예컨대

·제 1 감시 파라미터를 측정한 다음, 현재의 파워 값이 동일한 조건 하에서 노화 엔진이 전달할 파워 값 이상인지를 검증하는 것; 또는

·제 2 감시 파라미터를 측정한 다음, 현재의 파워 값이 동일한 조건 하에서 노화 엔진이 전달할 파워 값 이상인지를 검증하는 것으로 이루어진다.

감시 파라미터의 현재 값과 노화 엔진에 대해 감시 파라미터가 가질 최소 값을 비교함으로써, 제작자는 엔진의 파워 마진을 추정할 수 있다.

제 1 감시 파라미터 또는 제 2 감시 파라미터의 주어진 값에 관해, 엔진에 의해 발전된 파워에 관련되는 정보를 또한 측정할 수 있는 것이 주목되어야 한다.

예컨대, 회전익 항공기에서는, 회전익의 회전 속도(Nr)와 엔진에 의해 발전된 토크에 대한 측정이 이루어진다. 감시되는 엔진에 의해 발전된 파워는 이후 종래 방식으로 추론된다.

엔진의 건강을 검사하기 위한 다양한 절차들에 대한 정보를 얻기 위해 문헌에 대한 참조가 이루어질 수 있다.

따라서, 제작자는 일반적으로 2개의 오버홀(overhaul) 사이의 항공기의 성능 레벨들을 보장하기 위해, 항공기에 적어도 하나의 오버디멘전된 엔진을 설치한다. 또한, 제작자는 각 엔진이 상기 성능 레벨들을 보장할 수 있게 하는 파워 레벨들을 실제로 발전시킬 수 있는지를 검증하기 위해, 엔진의 건강을 검사하기 위한 절차들을 적소에 둔다.

이러한 보수적인 접근은 항공기의 성능이 보장되는 한 유리하다. 그렇지만, 그것의 수명 기간 동안, 항공기는 성능 측면에서 아무런 소용도 되지 않는 파워의 이용 가능한 마진을 가질 수 있다.

또 다른 접근에서는, 항공기의 최대 이륙 중량이 항공기의 엔진들 각각에 대한 건강 검사가 이루어지는 동안 결정된 바와 같은 파워 마진의 함수로서 결정된다. 최대 이륙 중량은 제작자에 의해 영구적으로 설정되지 않고, 건강 검사의 결과들의 함수로서 변한다.

알려진 일 구현예에서는, 이러한 최대 이륙 중량이 파워 마진의 2%의 단차(step)에서 변할 수 있고, 이 경우 파워 마진은 건강 검사의 결과로서 얻어지는 것이다.

이용 가능한 파워 마진의 함수로서 항공기의 최대 이륙 중량을 결정하는 것이 유리하다. 그렇지만, 자주 엔진들의 건강을 검진하는 것이 적절하다.

더 나아가, 사용자는 최대 이륙 중량이 엔진들의 마모의 함수로서 변할 것이라고 가정하면, 주어진 최대 이륙 중량에 관한 항공기의 이용 지속 기간을 평가하는데 어려움을 가질 수 있다.

다음 문헌들이 또한 알려져 있다: FR2902407; FR2899640; US7487029; US8068997; 및 EP1741901.

따라서, 본 발명의 목적은 항공기의 각 엔진에 관한 이용 가능한 파워 마진을 최적화하기 위해, 차량의 성능이 터빈 엔진의 건강의 함수로서 최적화될 수 있게 하는 방법을 제안하는 것이다.

본 발명에 따르면, 각각 가스 발생기와, 적어도 하나의 터빈을 포함하는 터빈 조립체를 가지는, 적어도 하나의 터빈 엔진을 포함하는 파워 플랜트에 의해 구동된 회전익을 가지는 항공기의 성능을 최적화하는 방법은 특히, 다음 단계들: 즉,

·규정 단계 동안, 제작자가 항공기의 최대 제 2 성능 레벨과 항공기의 최소 제 1 성능 레벨을 규정하는 단계; 및

·건강 검사 단계 동안,

·각 엔진에 의해 전달된 현재 파워를 결정하고,

·상기 터빈 조립체의 현재 가스 온도인 TET와 T45, 즉 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도(TET) 또는 고압 터빈으로부터 후속하는 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도(T445)와, 가스 발생기의 현재 회전 속도(Ng)를 측정하며,

·상기 제 1 현재 파워와, 상기 현재 회전 속도(Ng)에서의 상기 제 1 성능 레벨을 보장하기 위해 제작자에 의해 규정된 제 1 최소 파워 사이의 제 1 파워 마진을 결정하고,

·상기 현재 온도(TET, T45)에서 상기 제 1 성능 레벨을 보장하기 위해 제작자에 의해 규정된 제 2 최소 파워와, 상기 현재 파워 사이의 제 2 파워 마진을 결정함으로써, 각 엔진의 적어도 하나의 건강 검사를 수행하는 단계; 및

·평가 단계 동안, 각각의 파워 마진을 제 1 임계치와 비교하는 단계로서, 목표 성능 레벨은 각 엔진의 제 1 파워 마진 및 제 2 파워 마진이 각각 제 1 고 임계치 및 제 2 고 임계치 이상일 때, 제 2 성능 레벨이고, 상기 목표 성능 레벨은 엔진의 상기 제 1 파워 마진이 제 1 고 임계치 미만 및/또는 엔진의 제 2 파워 마진이 제 2 고 임계치 미만일 때, 제 1 성능 레벨인, 비교 단계; 및

·항공기가 비행 전에 확립된 목표 성능 레벨을 따라, 비행시 조종되는, 목표 성능 레벨을 표시하는 단계로 인해 주목할 만하다.

따라서, 제작자는 항공기에 관한 2가지 성능 레벨을 규정한다.

첫 번째 성능 레벨은 관련 분야에서 사용된 종래의 성능 레벨에 대응한다. 이 첫 번째 성능 레벨은 엔진들에 의해 보장된 최소 파워 레벨들을 사용하여 도달될 수 있다.

이와는 대조적으로, 제 2 성능 레벨은 항공기 엔진들의 파워 마진들을 사용하려고 한다.

어느 성능 레벨이 사용될 수 있는지를 선택하기 위해, 엔진들의 건강을 검사하는 단계가 수행된다.

이러한 건강 검사는 엔진에 의해 발전된 현재 파워를 결정하는 역할을 한다. 예컨대, 유용한 센서들의 도움으로 항공기의 회전익의 회전 속도(Nr)와 각 엔진에 의해 발전되 토크를 측정하는 것이 가능하다. 그 후 현재 파워는 종래 방식대로 추론된다. 엔진에 의해 발전된 파워를 결정하는 임의의 방법이 사용될 수 있다.

게다가, 건강 검사 동안, 각 엔진의 가스 발생기의 현재 회전 속도(Ng)가 각 엔진의 상기 터빈 조립체의 현재 온도(TET, T45)와 함께 측정된다.

그러한 상황에서, 그리고 제작자에 의해 규정되고 메모리에 저장된 차트들의 도움으로, 각 엔진에 관해, 그것의 회전 속도(Ng)에 대응하는 제 1 최소 파워가 결정된다. 즉, 엔진의 회전 속도(Ng)가 측정된 현재 회전 속도(Ng)와 같을 때, 엔진이 전달할 수 있어야 하는 최소 파워가 결정된다.

현재 파워와 제 1 최소 파워 사이의 제 1 파워 마진이 그로부터 추론된다.

또한, 제작자에 의해 규정되고 메모리에 저장된 차트들의 도움으로, 각 엔진에 관해 그것의 현재 온도(TET, T45)에 대응하는 제 2 최소 파워가 결정된다. 즉, 엔진이 그것의 온도가 측정된 현재 온도(TET, T45)와 같을 때 전달할 수 있어야 하는 최소 파워가 결정된다.

이후 건강 검사가 고압 터빈 뒤에 후속하는 자유 터빈의 입구에서 가스의 온도(T45) 또는 상기 터빈 조립체의 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도(TET)를 고려함으로써, 현재 파워와 제 2 최소 파워 사이의 제 2 파워 마진을 결정하는 것을 가능하게 한다.

엔진들의 이들 감시 파라미터들 모두를 고려하는 것이 유리하다. 제 1 파워 마진 및 제 2 파워 마진이 시간이 지남에 따라 상이하게 변하는 것이 발견된다. 파워 마진들은 엔진의 자연스런 마모의 결과 떨어지면, 제 2 파워 마진이 제 1 파워 마진보다 더 빠르게 감소하는 경향이 있다.

이러한 건강 검사 단계 후에는, 성능을 평가하는 단계가 구현된다.

파워 마진들 각각이 연관된 높은 임계치 이상이라면, 파워 플랜트는 제 2 성능 레벨에서 항공기의 동작을 보장할 수 있다. 엔진이 파워 마진들을 나타낸다면, 항공기의 성능을 최대화하기 위해, 이들 파워 마진들을 사용하는 것이 가능하다.

반대로, 파워 마진이 연관된 높은 임계치 아래에 있다면, 파워 플랜트는 이러한 제 2 성능 레벨을 더 이상 보장할 수 없다.

그러한 상황에서는, 평가의 결과들에 따라, 따라야 할 목표 성능 레벨은 제 1 성능 레벨이거나 제 2 성능 레벨이다.

높은 임계치는 아마도 목표 제 2 성능 레벨과 새로운 엔진에 대해 이용 가능한 파워 마진들의 이용 지속 기간이 함수로서 규정될 수 있다.

보통의 자연스런 마모 동안, 파워 마진들은 예상될 수 있는 방식으로, 이용 지속 기간의 함수로서 감소하는데, 이는 특히 제 2 파워 마진에 적용한다. 높은 임계치는 새로운 엔진의 파워 마진 및 제 2 성능 레벨에 관한 목표 이용 지속 기간을 앎으로써 추론될 수 있다는 점이 이해될 수 있다.

평가 단계 후, 목표 성능 레벨이 표시되고, 항공기는 비행시 비행 전에 확립된 목표 성능 레벨을 적용하여 조종된다.

각 성능 레벨의 특징들은 비행 매뉴얼에 쓰여질 수 있거나, 온-보드(on-board) 메모리에 프로그래밍되고 신호 알림(signaling) 장치상에 표시될 수 있다.

높은 임계치는 또한 비행의 최대 비행 지속 기간을 고려할 수 있다는 점이 이해될 수 있다. 따라서, 제 2 성능 레벨로부터 제 1 성능 레벨로의 전환이 비행 중 발생하면, 여전히 초기 제 2 성능 레벨의 상태 하에서 비행을 완료하는 것이 가능해야 한다.

그러므로 이러한 방법은 항공기가 정밀한 성능 레벨에 따라 조종되는 것을 허용함으로써, 물리적 실체, 즉 항공기에 작용하는 것을 가능하게 한다.

이 방법은 또한 다음 특징들 중 하나 이상을 포함할 수 있다.

예컨대, 각각의 성능 레벨은 후속하는 성능 양상들, 즉 항공기의 최대 이륙 중량과, 순항 속도 중 적어도 하나를 포함하는 목록으로부터 선택될 적어도 하나의 성능 양상을 포함할 수 있다.

그러므로, 본 발명의 방법은 엔진이 보장된 최소 파워를 초과하는 파워 마진을 제공한다면, 항공기의 최대 이륙 중량 및/또는 항공기의 순항 속도를 최적화한다는 장점을 제공한다.

또한, 각각의 파워 마진을 표시하는 것이 가능하다. 이후 사용자는 자연적인 마모 동안에 제 2 성능 레벨에 관해 남아 있는 이용 시간을 용이하게 추정하기 위해 제작자에 의해 미리 확립된 곡선들을 사용할 수 있다.

또 다른 양상에서는, 방법이 낮은 임계치를 고려할 것을 요구할 수 있다.

각 엔진은 일단 그것의 비행 시간들의 TBO가 도달되면, 오버홀 동작을 거칠 필요가 있다.

그렇지만, 엔진의 적어도 하나의 파워 마진이 낮은 임계치 아래에 있을 때, 엔진의 오버홀을 요청하는 것이 가능하다. 임의로, 각각의 낮은 임계치는 0이 아닌 값을 가질 수 있다. 그러므로, 엔진의 파워 마진이 음(negative)이 되면, 제 2 성능 레벨을 더 이상 보장되지 않는다.

따라서 비행 시간들의 횟수(TBO) 전에 발생하는 예상되는 열화를 개선하기 위해, 각각의 파워 마진을 낮은 임계치와 비교하는 것이 가능하다.

이 변형예에서는, 평가 단계 동안

·각각의 파워 마진이 높은 임계치 이상일 때, 제작자가 제 2 성능 레벨을 보장하고,

·적어도 하나의 파워 마진이 높은 임계치와 낮은 임계치 사이에 있고, 각 파워 마진이 상기 낮은 임계치보다 클 때, 제작자는 제 1 성능 레벨을 보장하며,

·엔진의 파워 마진이 낮은 임계치 아래에 있을 때 제작자는 엔진을 정밀검사할 것을 요구한다.

제 1 구현예에서는, 예컨대 아마도 매 25시간(h)마다 한번 꼴로, 제작자에 의해 규정된 빈도수로 건강 검사 단계를 수행하는 것이 가능하다.

따라서, 만약 목표 성능 레벨이 제 2 성능 레벨이라면, 이러한 제 2 성능 레벨이 상기 빈도수에 대응하는 최소 지속 기간 동안 사용 가능하다.

사용자는 파워 마진들을 사용함으로써, 남아 있는 이용 시간의 광범위한 추정값을 얻을 수 있고, 이러한 추정값은 제 1 구현예를 구현함으로써 단기적으로 성능을 보장한다.

예컨대, 타임 카운터에 의해 새로운 건강 검사 단계 전에 남아 있는 시간을 표시하는 것을 생각해볼 수 있다.

제 2 구현예에서는, 건강 검사 단계가 비행시 자동으로 수행될 수 있다.

이러한 구현예의 일 변형예에서는 다음 단계들이 수행된다:

·각 엔진의 가스 발생기의 회전 속도(Ng), 적어도 하나의 터빈을 가지는 상기 터빈 조립체에서의 가스의 온도, 각 엔진에 의해 발전되고, 엔진에 의해 발전된 파워에 비례하는 토크, 및 항공기의 회전익의 회전 속도(Nr)에 관련된 데이터를 비행시 측정하고 저장하는 단계;

·상기 저장된 데이터의 안정성을 평가하기 위해 주어진 빈도수로 작용하는 단계;

·각각의 데이터 항목에 관한 평균값을 결정하는 단계; 및

·건강 검사 단계를 수행하고, 일단 상기 데이터가 안정하다면, 상기 평균값들의 도움으로 평가 단계를 수행하는 단계.

따라서 비행 동안, 각 엔진에 관련된 데이터가 저장 수단에 저장된다.

이후 데이터의 안정성이 분석된다. 예컨대, 최대, 최소, 및 표준 편차를 결정하는 것으로 이루어지는 알려진 방법을 사용하는 것이 가능하다. 표준 편차가 작다면, 데이터가 안정하다고 추론된다.

이후 건강 검사 단계를 수행하기 위해, 각 데이터 항목에 관한 평균값이 결정된다.

평균값들이 안정하다면, 제 1 파워 마진 및 제 2 파워 마진이 이들 평균값들에 기초하여 결정된다.

따라서, 상기 엔진의 가스 발생기의 일정한 속도(Ng)로 항공기 회전익의 회전 속도(Nr)와, 각 엔진에 의해 발전된 토크의 측정이 이루어진다. 토크는 자유 터빈에 의해 구동된 구동 샤프트 위에 놓인 토크 미터(torque meter)의 도움으로 측정될 수 있다.

이후 현재 파워가 그것들로부터 추론된다.

가스 발생기의 회전 속도(Ng)의 평균값을 사용하여, 제 1 파워 마진이 그것들로부터 추론된다.

게다가, 적어도 하나의 터빈을 가지는 상기 터빈 조립체에서 가스의 온도의 평균값을 사용하여, 제 2 현재 파워 및 제 2 파워 마진이 그것들로부터 추론된다.

또 다른 변형예에서는, 건강 검사 단계가 수행될 수 있는 측정 비행 단계들이 규정되고, 항공기가 측정 비행 단계들 중 하나에서 동작할 때 건강 검사 단계가 수행된다.

항공기에 탑재된 적절한 장비를 사용함으로써, 순항 비행 단계와 같은 현재 비행 단계를 인식하는 것이 가능하다. 비행의 현재 단계가 제작자가 규정한 측정 비행 단계에 대응한다면, 건강 검사 단계가 자동으로 수행된 다음, 평가 단계가 이어진다.

건강 검사 단계 동안, 자동으로 또는 조종사의 요청으로 엔진에 대한 복수의 건강 검사가 수행되는 것이 가능하다.

따라서, 그리고 일 변형예에서, 상기 건강 검사들로부터 생기는 파워 마진들의 평균값을 사용하여 평가 단계가 수행된다. 또한, 그리고 종래의 방법들을 사용하여, 특이점(outlier)들을 구성하는 결과들을 무시하는 것을 생각해볼 수 있다.

아마도 특이점들을 제거하는 것과 연관된 평균값은, 결정된 바와 같은 파워 마진들의 최적화된 이미지를 얻는 것을 가능하게 한다.

또 다른 양상에서는, 제 1 파워 마진에 관련된 제 1 건강 지시기와, 상기 제 2 파워 마진에 관련된 제 2 건강 지시기의 도움으로, 파워 마진들을 정규화하는 것이 가능하고, 각각의 지시기는 엔진들이 수신될 때 최대값을 가지고, 중간값은 높은 임계치를 나타내며, 최소값은 낮은 임계치를 나타낸다.

파워 마진은 엔진마다 변하는데, 이는 엔진을 제작하는 동안의 편차들 때문이다. 이렇게 파워 마진들이 큰 편차를 가지는 것을 회피하기 위해, 이들 마진들은 건강 지시기를 사용하여 정규화된다.

평가 단계 동안, 각각의 파워 마진은 그것의 건강 지시기를 사용하여 적어도 하나의 임계치와 비교된다.

이러한 방법 외에, 본 발명은 또한 그러한 방법을 사용하는 최적화 장치를 제공한다. 이 최적화 장치는 특히

·연관된 엔진의 건강을 검사하는 단계를 구현하기 위해 파워 플랜트 내에 엔진마다 하나의 "엔진 컴퓨터",

·목표 성능 레벨을 결정하기 위해 평가 단계를 구현하기 위한 "항공 전자 공학 컴퓨터", 및

·상기 목표 성능 레벨을 신호로 알리기 위한 신호 알림 장치를 포함한다.

최적화 장치는 아마도 항공기의 비행의 현재 단계를 결정하기 위한 수단을 포함할 수 있다.

본 발명은 또한 최적화 장치를 포함하는 항공기를 제공한다.

본 발명과 그것의 장점들은 첨부 도면들을 참조하고, 예시로 주어지는 실시예들의 이어지는 설명으로부터 더 상세히 나타난다.

도 1은 본 발명의 항공기 도면.
도 2는 구현된 방법을 보여주는 도면.

2개 이상의 도면에 등장하는 요소들은 그들 각각에 동일한 참조 번호가 주어진다.

도 1은 회전익(4)을 가지는 항공기(1)를 보여준다. 회전익(4)은 메인 파워 기어박스(MGB)(3)를 통해 작용하는 파워 플랜트에 의해 회전 상태로 들어간다.

이 파워 플랜트는 적어도 하나의 터빈 엔진(2)을 포함한다. 더 정확하게는, 도시된 항공기(1)는 2개의 터빈 엔진(2)을 가진다.

각각의 터빈 엔진(2)은 특히 가스 발생기(2')와 적어도 하나의 터빈을 포함하는 터빈 조립체를 포함하는 터보 샤프트 엔진일 수 있다. 일 예로서, 조립체는 고압 터빈(2")과 자유 터빈(2"')을 포함한다.

항공기의 성능의 어떤 양상들은 특히 터빈 엔진(2)들에 의해 발전된 파워 레벨들에 의존할 수 있다. 이들 양상은 특히 항공기(1)의 최대 이륙 중량 또는 실제로는 항공기(1)의 순항 속도를 포함한다.

항공기의 성능을 최적화하기 위해, 항공기(1)는 최적화 장치(10)를 포함한다.

이 장치(10)는 터빈 엔진(2) 마다 하나의 엔진 컴퓨터(5)를 포함하는데, 이러한 엔진 컴퓨터는 FADEC(Full Authority Digital Engine Control)라고 알려진 컴퓨터가 있다.

또한, 이 장치(10)는 본 발명의 방법에 따라 충족되어야 하는 목표 성능 레벨을 결정하기 위해, 각각의 엔진 컴퓨터(5)와 협력하는 항공 전자 공학 컴퓨터(6)를 가진다.

이 장치(10)는 또한 요구된 양(measurements)을 수행하기 위한 센서들(미도시)을 가진다.

본 발명의 방법을 적용하기 위해, 항공 전자 공학 컴퓨터는 계산 수단(7)과 저장 수단(8)을 포함할 수 있다. 또한, 이 항공 전자 공학 컴퓨터는 유선 또는 무선 연결을 통해, 정보를 신호로 알리는 장치(20)와 항공기의 현재 비행 단계를 결정하기 위한 수단(15)과 정보를 교환할 수 있다.

도 2는 이 방법을 설명하기 위한 도면이다.

규정 단계(STP1) 동안, 제작자는 제 1 및 제 2 항공기 성능 레벨들을 규정한다.

예컨대, 각각의 성능 레벨은 항공기의 최대 이륙 중량과 항공기의 순항 속도를 규정한다.

제 1 성능 레벨(LEND)은 최소 성능 레벨에 대응할 수 있다. 따라서 이 제 1 성능 레벨(LEND)은 일정한 성능 레벨들을 보여주는 종래의 항공기에서 보장된 성능 레벨에 대응할 수 있다.

반대로, 제 2 성능 레벨(HEND)은 제 1 성능 레벨(LEND)에서 발생시키는 파워들에 비례하는 엔진들의 파워 마진들을 이용하려고 한다.

따라서, 이 제 2 성능 레벨(HEND)은 제 1 성능 레벨(LEND)과 연관된 순항 속도 및/또는 최대 이륙 중량보다 큰 최대 이륙 중량 및/또는 순항 속도에 도달하는 것을 가능하게 한다.

따라서 이 방법은 아마도 가변 특징들을 가지는 단일 성능 레벨뿐만 아니라 2개의 별개의 성능 레벨을 확립한다.

건강 검사 단계(STP2)에서는, 적어도 하나의 건강 검사가 엔진(2)들에 관해 수행된다.

이후 각각의 엔진 컴퓨터(5)는

·적절한 센서들의 도움으로 각 엔진에 의해 전달된 현재 파워를 결정하고,

·터빈 엔진(2)의 가스 발생기(2')의 현재 회전 속도(Ng)를 측정하며,

·현재 파워와 제 1 최소 파워 사이의 제 1 파워 마진을 결정함으로써, 건강을 검사하게 되는데, 이 경우 가스 발생기(2')의 현재 회전 속도(Ng)가 측정된 현재 회전 속도(Ng)와 같을 때, 제 1 최소 파워는 제 1 성능 레벨을 보장하기 위해 제작자에 의해 규정된다.

엔진 컴퓨터는 측정된 현재 회전 속도(Ng)의 함수로서 제 1 최소 파워를 제공하는 메모리를 포함한다는 점이 이해될 수 있다.

예컨대, 각 엔진에 의해 발전된 토크 및 상기 엔진의 가스 발생기의 일정한 속도(Ng)를 위한 항공기 회전익의 회전 속도(Nr)는 보통의 센서들의 도움으로 측정된다.

그 후, 현재 파워 및 제 1 파워 마진이 종래의 방식으로 추론된다. 현재 파워는 아마도 상기 토크에 의해 기어링 비(gearing ratio)가 곱해진 회전 속도(Nr)의 곱과 같다. 이 기어링 비는 제작자에 의해 규정되고 상기 토크가 측정되는 엔진 샤프트의 회전 속도의 함수로서 회전익의 상기 회전 속도를 준다.

또한 자유 터빈에 의해 구동될 때 각 엔진의 또 다른 출구 샤프트에 의해 전달된 토크와, 종래의 센서들을 사용하여 이러한 출구 샤프트의 회전 속도를 측정하는 것이 가능하다.

이후 현재 파워 및 제 1 파워 마진이 종래의 방식으로 추론된다. 현재 파워는 상기 토크가 곱해진 출구 샤프트의 회전 속도의 곱과 같다.

또한, 각 엔진 컴퓨터(5)는

·적절한 센서들의 도움으로 적어도 하나의 터빈을 포함하는 상기 터빈 조립체에서의 가스 온도, 즉 각각의 고압 터빈(2")의 입구에서의 가스의 온도(TET), 또는 고압 터빈(2")으로부터 후속하는 자유 터빈(2"')의 입구에서의 가스의 온도(T45)를 측정하고,

·상기 현재 파워와 제 2 최소 파워 사이의 제 2 파워 마진을 결정하여 건강 검사를 진행하는데, 이 경우 제 2 최소 파워는 감시된 가스 온도가 현재 온도와 같을 때, 상기 제 1 성능 레벨을 보장하기 위해 제작자에 의해 규정된다.

엔진 컴퓨터는 측정된 현재 온도의 함수로서 제 2 최소 파워를 제공하는 메모리를 가진다는 점이 이해될 수 있다.

또한 이들 검사를 수행하기 위해 알려진 기술들을 구현하는 것이 가능하다.

평가 단계(STP3) 동안, 항공 전자 공학 컴퓨터(6)들은 결정된 제 1 및 제 2 파워 마진을 사용한다.

이후 항공 전자 공학 컴퓨터는 각각의 파워 마진을 높은 임계치와 비교한다.

따라서, 이 항공 전자 공학 컴퓨터는 제 1 파워 마진이 제 1의 높은 임계치(SH1) 이상인지 및 제 2 파워 마진이 제 2의 높은 임계치(SH2) 이상인지를 결정하기 위해 그것의 저장 수단에 저장된 명령어들을 수행하고, 이는 항공기의 엔진들 각각에 대해 행해진다.

마진들이 그것들이 높은 임계치 이상이라면, 제 2 성능 레벨(HEND)의 성능에 도달하는 것이 가능하다. 따라서 따라야 할 목표 성능 레벨은 제 2 성능 레벨(HEND)이다.

만약 그렇지 않으면, 즉 적어도 하나의 파워 마진이 연관된 높은 임계치 미만이라면, 제 2 성능 레벨(HEND)의 성능에 도달하는 것이 불가능하다. 따라서, 따라야 할 목표 성능 레벨은 제 1 성능 레벨(LEND)이다.

신호로 알림 단계(STP4)에서는, 목표 성능 레벨에 관련된 정보가 표시된다.

예컨대, 신호 알림 장치(20)는 목표 성능 레벨이 제 2 성능 레벨(HEND)일 때 "HIGH END"라고 표시하고, 목표 성능 레벨이 제 1 성능 레벨(LEND)일 때 "LOW END"라고 표시한다.

조종사는 비행 전에 확립된 목표 성능 레벨을 따라 비행하는 동안 항공기를 조종하기 위해 적용되어야 할 성능 레벨의 세부 사항을 주는 비행 매뉴얼을 참고할 수 있다.

또 다른 방식으로 또는 추가적으로, 항공 전자 공학 컴퓨터가 적용되어야 할 성능 레벨의 세부 사항을 표시할 수 있다.

또한 특히 건강 검사로부터 생기는 각각의 파워 마진을 표시하는 것이 가능하다.

게다가, 이 항공 전자 공학 컴퓨터는 높은 마진보다 낮은 낮은 마진을, 각각의 파워 마진에 대해 고려할 수 있다.

따라서, 만약 엔진의 제 1 파워 마진 또는 제 2 파워 마진이 낮은 임계치 미만이라면, 이 항공 전자 공학 컴퓨터는 오버홀(overhaul)을 요청할 수 있다.

예컨대, 이 항공 전자 공학 컴퓨터는 신호 알림 장치(20)가 오버홀 지시를 표시할 수 있다.

또 다른 양상에서는, 건강 검사 단계(STP2) 동안, 각각의 엔진 컴퓨터(5)가 복수의 건강 검사보다는 하나의 건강 검사를 수행하지 않는다.

평가 단계(STP3) 동안, 항공 전자 공학 컴퓨터(6)는 다양한 건강 검사 결과들의 이동 평균(moving average)을 얻기 위해 저장된 명령어들을 실행할 수 있다.

그러한 상황에서는, 항공 전자 공학 컴퓨터가 결정된 제 1 파워 마진들의 이동 평균으로부터 제 1 파워 마진을, 결정된 제 2 파워 마진들의 이동 평균으로부터 제 2 파워 마진을 계산한다. 그 후, 이 항공 전자 공학 컴퓨터는 이동 평균으로부터 생기는 각각의 파워 마진을, 높은 임계치 또는 낮은 임계치와 적절히 비교한다.

또 다른 양상에서는, 새로운 엔진에 대해 관찰된 파워 편차들을 고르게 하기 위해, 제 1 파워 마진에 관련되는 제 1 건강 지시기(IND1)와, 제 2 파워 마진에 관련되는 제 2 건강 지시기(IND2)의 도움으로, 파워 마진들을 정규화하는 것이 가능하다.

이후, 엔진의 건강 지시지는 제 1 건강 지시기(IND1)와 제 2 건강 지시기(IND2) 중 더 작은 것에 대응하게 된다.

각각의 건강 지시지는 적절하게, 엔진들이 수용될 때 최대값을 가지고, 중간값은 높은 임계치를 나타내며, 최소값은 낮은 임계치를 나타낸다.

최대, 중간, 및 최소값들은 각각 10, 5, 0일 수 있다.

이러한 변형예의 동작을 예시하기 위해, 주어진 경우, 제 1 파워 마진은 7.5%이고, 9.1인 제 1 건강 지시기에 대응할 수 있는데 반해, 제 2 파워 마진은 5.5%일 수 있고, 9.3인 제 2 건강 지시기에 대응할 수 있다.

엔진의 전반적인 건강 지시기는 9.1이다. 또한, 각각의 파워 마진은 5인 파워 마진에 대응하는 높은 임계치보다 크고, 이는 제 2 성능 레벨(HEND)이 달성될 수 있음을 암시한다.

그러한 상황에서는, 엔진의 전반적인 건강 지시기를 임계치와 비교하여, 각 파워 마진을 연관된 임계치와 비교하는 것이 가능하다.

제 1 구현예에서, 건강 검사 단계(STP2)는 제작자에 의해 규정되는 빈도수로 행해진다. 예컨대, 이 빈도수는 25시간마다 한 번씩일 수 있다.

따라서, 25시간마다 조종사는 적어도 한 번의 건강 검사를 수행하기 위해, 각각의 엔진 컴퓨터(5)에 관해 요구된 조건 하에서 비행을 수행한다.

새로운 건강 검사 단계 전에 남아 있는 시간을 표시하는 것을 생각해볼 수 있다.

덜 강제적인 제 2 구현예에서는, 건강 검사 단계가 비행시 자동으로 수행된다.

주어진 항공기에서 위 두 가지 구현예를 모두 사용하는 것이 가능하다는 점이 이해될 수 있다. 이후 조종사는 건강 검사를 수동으로 요청할지 또는 그러한 검사가 자동으로 수행되는 것을 허용할지를 결정할 수 있다.

제 2 구현예의 일 변형예에서는, 다음 단계들이 수행된다.

·각 엔진의 가스 발생기의 회전 속도(Ng), 각 엔진에 적어도 하나의 터빈을 포함하는 상기 터빈 조립체에서의 가스 온도(TET, T45), 각 엔진에 의해 발전된 토크, 및 회전익의 회전 속도(Nr)에 관련된 비행 데이터를 측정하고 저장하는 단계,

·저장된 데이터의 안정성 평가를 주어진 빈도수로 행하는 단계,

·각 데이터 항목에 관한 평균값을 결정하는 단계, 및

·건강 검사 단계를 수행한 다음 상기 데이터가 안정하다면 상기 평균값들의 도움으로 평가 단계를 수행하는 단계.

예컨대, 각각의 엔진 컴퓨터는 각 엔진의 가스 발생기의 회전 속도(Ng), 각 엔진의 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도(TET), 및 대응하는 엔진에 의해 개발된 토크에 관련된 데이터를 측정한다.

각 엔진 컴퓨터는 계속해서 이러한 데이터를 저장하는 항공 전자 공학 컴퓨터에 그러한 데이터를 보낸다. 저장 수단의 부피를 제한하기 위해 데이터 저장을 일시적일 수 있다.

항공 전자 공학 컴퓨터는 송신된 데이터가 제작자에 의해 규정된 것과 같은 안정성 기준의 적용시 안정한지를 결정한다.

만약 데이터 세트가 요구된 안정성 기준을 나타내면, 항공 전자 공학 컴퓨터는 각각의 엔진 컴퓨터에 적어도 하나의 건강 검사를 수행하라는 요청을 보낸다.

각각의 엔진 컴퓨터는 항공 전자 공학 컴퓨터에 의해 안정하다고 판정된 샘플들에 기초하여 각각의 데이터 항목에 관한 평균값을 결정할 수 있다. 결정된 평균값들을 사용하여, 각각의 엔진 컴퓨터는 제 1 파워 마진 및 제 2 파워 마진을 추론한다.

각각의 엔진 컴퓨터는 건강 검사로부터 생긴 제 1 파워 마진 및 제 ㅔ2 파워 마진을 항공 전자 공학 컴퓨터에 송신한다.

항공 전자 공학 컴퓨터는 제 1 파워 마진 및 제 2 파워 마진을 표시할 수 있고/있거나 평가 단계를 구현할 수 있다.

제 2 변형예에서는, 제작자가 측정 비행 단계들을 규정하는데, 이 측정 비행 단계 동안에 건강 검사 단계(STP2)가 수행될 수 있다.

결정 수단(15)이 항공 전자 공학 컴퓨터로 하여금 항공기가 상기 측정 비행 단계들 중 하나에서 동작하는 것을 검출할 수 있게 하면, 항공 전자 공학 컴퓨터는 각각의 엔진 컴퓨터에 적어도 한 번의 건강 검사를 수행하라는 요청을 보낸다.

물론, 본 발명은 그것의 구현에 있어서, 다수의 변형예가 있을 수 있다. 비록 여러 실시예들이 위에서 서술되었지만, 모든 가능한 구현예를 총 망라하여 확인하는 것은 생각할 수 없다는 것이 바로 이해되어야 한다. 물론, 본 발명의 범위를 넘어서지 않는 등가 수단으로, 서술된 수단 중 임의의 것을 대체하는 것을 생각해볼 수 있다.

Claims

적어도 하나의 터빈 엔진(2)을 포함하는 파워 플랜트에 의해 구동된 회전익(4)을 가지는 항공기(1)의 성능을 최적화하는 방법으로서,
각각의 터빈 엔진(2)은 가스 발생기(2')와, 적어도 하나의 터빈(2", 2"')을 포함하는 터빈 조립체를 포함하고,
·규정 단계(STP1) 동안, 제작자가 상기 항공기(1)의 최소 제 1 성능 레벨(LEND)과 상기 항공기(1)의 최대 제 2 성능 레벨(HEND)을 규정하는 단계; 및
·건강 검사 단계(STP2) 동안,
·각 터보 엔진(2)에 의해 전달된 현재 파워를 결정하고,
·상기 터빈 조립체에서 가스의 현재 온도(TET, T45)와, 현재 회전 속도(Ng)를 측정하며,
·상기 제 1 현재 파워와, 상기 현재 회전 속도(Ng)에서의 상기 제 1 성능 레벨을 보장하기 위해 제작자에 의해 규정된 제 1 최소 파워 사이의 제 1 파워 마진을 결정하고,
·상기 현재 온도(TET, T45)에서 상기 제 1 성능 레벨을 보장하기 위해 제작자에 의해 규정된 제 2 최소 파워와, 상기 현재 파워 사이의 제 2 파워 마진을 결정함으로써, 각 터빈 엔진(2)의 적어도 하나의 건강 검사를 수행하는 단계; 및
·평가 단계(STP3) 동안, 각각의 파워 마진을 제 1 임계치(SH1, SH2)와 비교하는 단계로서, 목표 성능 레벨은 각 엔진의 제 1 파워 마진 및 제 2 파워 마진이 각각 제 1 고 임계치(SH1) 및 제 2 고 임계치(SH2) 이상일 때, 제 2 성능 레벨이고, 상기 목표 성능 레벨은 엔진의 상기 제 1 파워 마진이 상기 제 1 고 임계치 미만 및/또는 엔진의 상기 제 2 파워 마진이 상기 제 2 고 임계치 미만일 때, 제 1 성능 레벨인, 비교 단계; 및
·상기 항공기가 비행 전에 확립된 상기 목표 성능 레벨을 따라, 비행시 조종되는, 목표 성능 레벨을 표시하는 단계를 포함하는, 항공기의 성능을 최적화하는 방법.
제 1 항에 있어서,
상기 엔진의 적어도 하나의 파워 마진이 낮은 임계치(SB1, SB2) 미만일 대 터빈 엔진(2)의 오버홀(overhaul)이 요구되는, 항공기의 성능을 최적화하는 방법.
제 1 항에 있어서,
각 성능 레벨은 상기 항공기(1)의 최대 이륙(take-off) 중량과 상기 항공기(1)의 순항 속도와 같은 성능 양상 중 적어도 하나를 포함하는 목록으로부터 선택되는 적어도 하나의 성능 양상을 포함하는, 항공기의 성능을 최적화하는 방법.
제 1 항에 있어서,
상기 건강 검사 단계(STP2)는 제작자에 의해 규정된 빈도수로 수행되는, 항공기의 성능을 최적화하는 방법.
제 4 항에 있어서,
새로운 건강 검사 단계 전에 남아 있는 시간이 표시되는, 항공기의 성능을 최적화하는 방법.
제 1 항에 있어서,
상기 건강 검사 단계는 비행시 자동으로 수행되는, 항공기의 성능을 최적화하는 방법.
제 1 항에 있어서,
·각 엔진의 가스 발생기의 회전 속도(Ng), 각 엔진에 의해 발전된 토크와 함께, 각 엔진의 상기 터빈 세트에서의 가스의 온도(TET, T45), 및 상기 회전익(4)의 회전 속도(Nr)에 관련된 데이터를 비행시 측정하고 저장하는 단계;
·상기 저장된 데이터의 안정성을 평가하기 위해 주어진 빈도수로 작용하는 단계;
·각각의 데이터 항목에 관한 평균값을 결정하는 단계; 및
·건강 검사 단계를 수행하고, 일단 상기 데이터가 안정하다면, 상기 평균값들의 도움으로 평가 단계를 수행하는 단계를 특징으로 하는, 항공기의 성능을 최적화하는 방법.
제 1 항에 있어서,
상기 건강 검사 단계가 수행될 수 있는 측정 비행 단계들이 규정되고, 상기 건강 검사 단계는 상기 항공기가 상기 측정 비행 단계들 중 하나에서 동작할 때 수행되는, 항공기의 성능을 최적화하는 방법.
제 1 항에 있어서,
복수의 엔진 건강 검사들이 수행되고, 상기 평가 단계는 상기 건강 검사들로부터 생기는 파워 마진들의 이동 평균(moving average)을 사용하여 수행되는, 항공기의 성능을 최적화하는 방법.
제 1 항에 있어서,
상기 파워 마진들은 상기 제 1 마진에 관련되는 제 1 건강 지시기(IND1)와, 상기 제 2 마진에 관련되는 제 2 건강 지시기(IND2)의 도움으로, 정규화되고,
각각의 건강 지시지는 엔진들이 수용될 때의 최대값, 높은 임계치를 나타내는 중간값, 및 낮은 임계치를 나타내는 최소값을 가지는, 항공기의 성능을 최적화하는 방법.
제 1 항에 있어서,
각각의 파워 마진이 표시되는, 항공기의 성능을 최적화하는 방법.
제 1 항에 있어서,
상기 터빈 조립체의 상기 온도(TET, T45)는 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도(TET)이거나, 상기 고압 터빈으로부터 후속하는 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도(T45)인, 항공기의 성능을 최적화하는 방법.
제 1 항에 따른 방법을 구현하는 최적화 장치(10)로서, 상기 장치는
·연관된 터빈 엔진(2)의 건강을 검사하는 단계(STP2)를 구현하기 위해, 파워 플랜트에서 터빈 엔진(2)마다 하나의 엔진 컴퓨터(5),
·목표 성능 레벨을 결정하기 위해, 평가 단계(STP3)를 구현하기 위한 항공 전자 공학 컴퓨터(6), 및
·상기 목표 성능 레벨을 신호로 알리기 위한 신호 알림 수단(15)을 포함하는, 최적화 장치.
제 13 항에 따른 최적화 장치(10)를 포함하는 항공기(1).