KR20130090850A - 적어도 하나의 터빈 엔진이 제공된 항공기의 터빈 엔진의 건강 검사를 수행하기 위한 방법 및 장치 - Google Patents

적어도 하나의 터빈 엔진이 제공된 항공기의 터빈 엔진의 건강 검사를 수행하기 위한 방법 및 장치 Download PDF

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Abstract

본 발명은 항공기의 적어도 하나의 엔진의 건강을 검사하기 위해, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하는 방법을 제공한다. 비행 중에, 측정 신호를 획득하고, 긴 제 1 지속 기간에 걸쳐 하이-패스 필터에 의해 각 신호의 제 1 필터링을 수행하며, 이런 식으로 필터링된 신호의 제 1 진폭(A1)이 제작자가 규정한 제 1 임계치를 초과하지 않는지를 검증하고, 하이-패스 필터에 의한 상기 제 1 필터링과 함께 짧은 제 2 지속 기간에 걸쳐 하이-패스 필터에 의해 각 신호의 제 2 필터링을 수행하고, 이런 식으로 필터링된 신호의 제 2 진폭(A2)이 제작자가 규정한 제 2 임계치를 초과하지 않는지를 검증함으로써 적어도 하나의 감시 파라미터의 안정성이 검증되고, 이 경우 제 2 지속 기간(TPS2)은 상기 제 1 지속 기간(TPS1) 미만이고, 제 2 진폭(A2)은 제 2 진폭(A1) 미만이다.

Description

적어도 하나의 터빈 엔진이 제공된 항공기의 터빈 엔진의 건강 검사를 수행하기 위한 방법 및 장치{A METHOD AND A DEVICE FOR PERFORMING A CHECK OF THE HEALTH OF A TURBINE ENGINE OF AN AIRCRAFT PROVIDED WITH AT LEAST ONE TURBINE ENGINE}
본 출원은 그 전문에 참조로 본 명세서에 통합되고, 2012년 2월 6일자로 출원된 FR1200341호의 이익을 주장한다.
본 발명은 항공기에 배치된 터빈 엔진의 건강 상태 검사를 수행하는 것을 가능하게 하는 장치 및 방법에 관한 것으로, 상기 항공기에는 적어도 하나의 터빈 엔진이 제공된다.
그러한 항공기는 회전익 항공기라고도 알려진 회전익을 가지는 항공기일 수 있다. 하지만, 항공기는 또한 그러한 회전익이 제공되지 않은 항공기일 수 있다.
회전익 항공기는 계기판에 있는 수많은 계기를 감시함으로써 조종된다. 대부분의 계기는 회전익 항공기의 파워 플랜트의 동작을 나타낸다.
물리적인 이유로, 조종사가 비행하는 동안 매 순간마다 고려할 필요가 있는 수많은 제한이 존재한다. 이들 다양한 제한들은 일반적으로 비행 단계 및 외부 조건에 의존한다.
대부분의 현재 구성된 회전익 항공기는 회전시 회전익을 구동하기 위한 자유 터빈을 가지는 적어도 하나의 터보 샤프트 엔진을 구비한다. 이후, 구동 파워는 각각의 자유 터빈의 저압 단계로부터 추출되고(취해지고), 이 단계는 엔진의 고압 단계와 압축기를 포함하는 조립체와는 기계적으로 무관하다. 엔진들의 각각의 자유 터빈은 rpm(revolutions per minute)이 20000 내지 50000의 범위에 있는 회전 속도로 동작하기 때문에, 회전익 항공기의 메인 로터와의 연결에서는 감속 기어박스가 필요하고, 이는 그것의 회전 속도가 실질적으로 200rpm 내지 400rpm의 범위에 있기 때문이다. 이것이 메인 파워 변속기(MGB: main power transmission gearbox)라고 하는 것이다.
엔진에 걸리는 열적 한계 및 MGB에 관한 토크 한계들은, 예컨대 엔진의 3가지 정상적인 이용 정격(utilization rating)을 규정하는 역할을 한다.
공지된 정격 중에서,
·최대 이륙 파워(PMD)를 5분의 이용 지속 기간과 연관시키는 이륙 정격,
·최대 연속 파워(PMC)를 무제한의 이용 지속 기간과 연관시키는 최대 연속 정격, 및
·과도 최대 파워(PMT)를 약 20초의 제한된 이용 지속 기간과 연관시키는 과도 정격이 있을 수 있다.
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.
계산 또는 테스팅에 의해, 엔진 제작자는 고도 및 온도의 함수로서 엔진에 관한 이용 가능한 파워 곡선들을 이끌어 내고, 이는 위에서 규정된 정격들 각가가에 대해 행해진다. 유사하게, 엔진 제작자는 엔진의 수명과 각 정격에 관한 보장된 최소 파워를 결정하고, 이렇게 보장된 최소 파워는 엔진의 수명의 끝에 도달할 때 엔진이 전달하게 되는 파워에 대응하며, 이하 나머지 텍스트에서 그러한 엔진을 편의상 "노화(aging) 엔진"이라고 부른다.
엔진이 적절히 동작하는지를 검증하기 위해, 노화 엔진의 성능 이상의 성능을 엔진이 가지는 것을 확실히 하도록 건강 검사를 수행하는 것이 바람직하다. 또한, 건강 검사는 엔진이 고장났을 경우 우발성 파워를 보장하는 역할을 할 수 있다.
그러한 건강 검사는, 예컨대 테스트 벤치에서 측정될 때의 최소 파워에 비례하는 엔진의 파워 마진을 결정하는 것으로 이루어진다. 파워 마진이 양(positive)이라면, 엔진은 요구된 파워를 전달할 수 있는 상태에 있는 것이다. 그렇지 않으면, 엔진의 성능을 재확립하기 위한 유지 작용이 착수된다.
건강 검사는 이와 같이 파워 마진을 결정함으로써, 또는 테스트 벤치 상에서 취해진 측정에 비례하는 엔진의 감시 파라미터의 마진을 결정함으로써 수행될 수 있다.
일반적으로, 파워 마진 또는 감시 파라미터 마진일 수 있는 동작 마진이 결정된다.
특히, 엔진의 성능을 검사하기 위해 2개의 감시 파라미터가 사용된다.
엔진에 터빈 조립체가 제공되기 때문에, 하나의 감시 파라미터는 상기 조립체를 통해 흐르는 가스의 온도일 수 있다.
특히, 고압 터빈이 자유 터빈으로부터 상방에 배치되기 때문에, 제 1 감시 파라미터는 당업자가 TET(Turbine Entry Temperature)라고 알고 있는 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도이다.
엔진의 고압 터빈의 블레이드들은 원심력을 받아 온도(TET)에 이르게 된다. 일정한 레벨을 넘어서면, 터빈 블레이드를 만드는 물질이 크리프(creep)를 겪게 되고, 그 결과 터빈 블레이드들을 늘리는 확장을 초래한다. 이는 터빈 블레이드들이 고압 터빈의 케이싱(casing)과 접촉할 수 있게 하여 열화될 수 있게 된다. 따라서, 온도(TET)는 엔진의 열화와 직접 연관된다.
그렇지만, 온도(TET)가 그것의 비교적 균일하지 않은 성질로 인해 측정하기 매우 어려우므로, 제 1 감시 파라미터는 당업자가 T45로 쓰고 있는 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도일 수 있다. 이 온도는 온도(TET)의 양호한 지시기이고 엔진의 열화를 나타낸다.
따라서, 제 1 감시 파라미터는 적어도 하나의 터빈을 가지는 조립체의 온도로, 이 온도는 아마도 고압 터빈의 입구에서의 온도(TET)이거나 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도(T45)일 수 있다.
건강 검사는 최소 기준 온도에 비례하는 온도 마진을 결정하는 것으로 이루어질 수 있다.
게다가, 제 2 감시 파라미터는 엔진에 의해 전달된 파워 또는 엔진의 샤프트로부터의 토크에 관한 것이고, 이 경우 파워 및 샤프트 토크는 상호 의존적이다. 그렇지만, 당업자가 "Ng"라고 알고 있는 엔진의 가스 발생기의 회전 속도가 또한 엔진에 의해 전달된 파워와 결부되어 있어, 사용될 수 있는 제 2 감시 파라미터가 가스 발생기의 이러한 회전 속도이다.
따라서, 엔진의 건강 상태를 검사하는 것은, 예컨대
·제 1 검사 파라미터를 측정한 다음 현재 파워 값이 동일한 조건 하에서 노화 엔진이 전달하는 파워 값 이상인지를 검증하는 것, 또는
·제 2 검사 파라미터를 측정한 다음 현재 파워 값이 동일한 조건 하에서 노화 엔진이 전달하는 파워 값 이상인지를 검증하는 것으로 이루어진다.
또한, 엔진에 의해 발전된 파워를 추론할 수 있도록 회전 속도와 구동 토크를 측정하는 것이 가능하다. 예컨대, 자유 터빈에 의해 구동된 출구 샤프트에 가해진 토크와 상기 출구 샤프트의 회전 속도가 측정된다. 대안적으로, 메인 로터의 회전 속도를 측정하고, 출구 샤프트의 회전 속도와 메인 로터의 회전 속도 사이에 존재하는 감속비에 대응하는 계수를 회전 속도에 곱하는 것이 가능하다.
일 대안예로서, 메인 로터의 주어진 회전 속도(Nr)로 비행이 이루어지고, 상기 토크가 측정된다. 챠트들에 의해 토크 마진이 추론된다.
건강 검사는 엄격히 수행되어야 하는데, 이는 결과가 부정적이라면, 즉 전술한 검증이 만족스러운 결과들을 주지 않는다면, 항공기의 임의의 다운타임(downtime)과 상기 항공기의 유지 비용에 무시할 수 없는 영향을 주기 때문이다.비행시 취해진 측정 결과들과 테스트 벤치 상에서 취해진 측정 결과들을 비교하기 위해, 비행시 측정 조건들과 테스트-벤치 측정 조건들이 가능한 가깝도록 하는 것이 바람직하다.
테스트 벤치 상에서 취해진 측정은 열적으로 안정적인 조건 하에서 취해진다.
비행시의 건강 검사를 수행하기 위해, 조종사는 수 분간 안정화되는 고도 및 속도에 있는 레벨 비행과 같은 특별한 비행 단계에 항공기를 둔다. 이후 조종사는 건강 검사를 위해 필수적인 감시 파라미터들의 수집과, 적어도 하나의 동작 마진의 계산을 요청하는 수동 행위를 시작할 수 있다.
이후 그러한 방법은, 항공기를 안정화시키는 단계, 감시 파라미터에 관한 적어도 하나의 값을 획득하는 단계, 및 동작 마진을 평가하는 단계를 포함한다. 이후 평가 단계의 결과들에 의존하는 엔진을 유지하는 단계가 착수될 수 있다.
문헌 FR2899640호는 제 1 엔진과 제 2 엔진이 제공되는 회전익 항공기의 적어도 제 1 터빈 엔진에 대해 건강 검사를 수행하는 방법을 기술한다.
문헌 US7487029호는 유지 계획 목적을 위해 터빈 엔진의 성능을 감시하는 방법을 제안한다.
문헌 US8068997호는 전달 함수와 통계적 도구를 사용하여 실시간으로 터빈 엔진의 성능을 분석하는 방법을 제안한다.
문헌 EP1970786호는 엔진의 동작 데이터와 그러한 데이터에 반영된 잠재적인 과실들을 분석하는 방법을 제안한다.
문헌 EP2202500호는 가스 터빈의 동작 및 유지를 돕기 위한 시스템을 개시한다.
문헌 FR2902408호 역시 알려져 있다.
본 발명의 목적은 수동 요청보다는 자동으로 건강 검사를 가능하게 수행하기 위한 안정성 기준이 확립될 수 있게 하는 장치 및 방법을 제안하는 것이다.
본 발명은 항공기의 적어도 하나의 터빈 엔진의 건강을 검사하기 위한 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하는 방법을 제공하고, 상기 방법은 엔진의 적어도 하나의 감시 파라미터를 획득하기 위한 획득 단계와, 상기 엔진의 건강을 평가하깅 ㅟ한 평가 단계를 포함한다.
획득 단계 및 평가 단계를 어떻게 수행하는지를 설명하는 정보를 얻기 위해 문헌 참조가 이루어질 수 있다.
항공기는 회전익을 가질 수 있다.
이 방법은 특히, 획득 단계가 자동으로, 따라서 조종사로부터의 수동적인 중재를 필요로 하지 않고 이루어지도록 수행하는 것이 가능하다는 점을 그 특징으로 한다.
따라서, 비행 중에 항공기가 레벨 순방향 비행을 하고 있는지가 결정된다.
특히, 평가 단계 동안 탑재 효과들을 고려하는 것이 가능한데, 그것은 비행의 레벨 단계 동안 그러한 엔진-장착 효과들이 결정될 수 있게 한다.
엔진 파워 효과들은, 예컨대 엔진들의 공기 입구들에서의 헤드 손실들을 포함하는 적절한 설치 손실들, 또는 압력 왜곡들, 또는 실제로는 노즐들에 기인한다. 또한, 엔진 파워 효과들은 액세서리들에 의해 엔진으로부터 추출된(취해진) 파워, 항공기의 고도, 및 특히 외부 온도를 포함한다.
게다가, 검사를 위한 엔진은 그러한 비행 단계 동안에는 비교적 안정적일 수 있고, 그 동작 조건들은 테스트 벤치 상의 동작 조건들과 매우 유사하다.
항공기가 레벨 순방향 비행으로 날고 있다면, 적어도 하나의 감시 파라미터의 안정성은
○ 예컨대, 매 10초와 같이, 제작자가 규정한 샘플링 기간에 따르는 엔진의 적어도 하나의 감시 파라미터의 측정을 주는 측정 신호를 획득하고,
○ 긴 제 1 지속 기간에 걸쳐 하이 패스 필터에 의해 각각의 신호의 제 1 필터링을 수행하고, 이러한 식으로 필터링된 신호의 제 1 진폭이 제작자가 규정한 제 1 임계치를 초과하지 않는지를 검증하며,
○ 하이 패스 필터에 의한 상기 제 1 필터링과 함께, 제 1 지속 기간보다 짧은 제 2 지속 기간에 걸쳐 하이 패스 필터에 의해 각각의 신호의 제 2 필터링을 수행하고, 이러한 식으로 필터링되고, 제 1 진폭보다 작은, 신호의 제 2 진폭이 제작자가 규정한 제 2 임계치를 초과하지 않는지를 검증하고,
○ 상기 제 1 진폭이 상기 제 1 임계치 미만이고, 상기 제 2 진폭이 상기 제 2 임계치 미만일 때, 감시 파라미터가 안정하다고 간주하여 검증되고,
·획득 단계는 각각의 감시 파라미터가 안정적이라면 자동으로 획득 단계가 유발된다.
동시에, 제 1 진폭 및 제 2 진폭은 제 1 임계치 및 제 2 임계치 미만일 때, 엔진은 효과적이고 정확한 건강 검사를 수행하기에 충분히 안정적이다.
그렇게 확립된 2개의 기준은 비행을 방해하지 않고 비행시 자동으로 건강 검사가 유발될 수 있게 한다. 유사하게, 이러한 방법은 기설정된 방식으로 조종사가 항공기를 안정화시키는 것을 회피하는 것을 가능하게 한다.
이들 2가지 기준이 충족되면, 획득 단계 그리고 평가 단계가 수행된다. 이 평가 단계는 이후 유지 단계로 이어질 수 있다.
이 방법은 또한 다음 특징들 중 하나 이상을 가질 수 있다.
예컨대, 항공기가 레벨 순방향 비행으로 날고 있는지를 결정하기 위해, 항공기의 순방향 속도가 측정되고, 항공기의 고도에 관련된 데이터가 측정되며, 순방향 속도가 제작자가 규정한 최소 속도보다 크고, 주어진 시간 길이에 걸쳐, 고도에 관련된 데이터의 변동이 제작자가 규정한 상수 미만이라면 항공기는 순방향 레벨 비행을 하고 있다고 간주된다.
고도에 관련된 그러한 데이터는 항공기의 압력 고도 또는 항공기 외부 공기의 외부 압력일 수 있다.
따라서, 예컨대 비교적 일정한 고도로 순방향으로 날기 보다는 호버링 비행으로 항공기가 확실히 날지 않도록 하는 것이 가능하다.
또 다른 양상에서는, 선택적으로 제 1 지속 기간 및 제 2 지속 기간이 동시에 끝난다. 이 2가지 확립된 안정성 기준은 동시에 검증된다.
일 변형예에서, 결과들을 최적화하기 위해 제 1 지속 기간은 4분이고, 제 2 지속 기간은 30초이다.
또한, 각각의 감시 파라미터는 상기 엔진의 가스 발생기의 회전 속도(Ng), 엔진의 고압 터빈의 입구에서의 가수의 온도(TET), 상기 엔진의 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도(T45), 엔진에 의해 전달된 토크, 및 엔진의 입구에서의 공기의 입구 온도(T1) 중 하나를 포함하는 목록으로부터 선택된다.
예컨대, 그리고 결과들을 최적화하기 위해, 제 1 임계치는 상기 엔진의 가스 발생기의 회전 속도(Ng)에 관해서는 2%, 상기 엔진의 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도(TET), 및 상기 엔진의 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도(T45)에 관해서는 15℃, 상기 엔진에 의해 전달된 토크(Tq)에 관해서는 2%, 상기 엔진의 입구에서의 공기의 입구 온도(T1)에 관해서는 2℃이다.
회전 속도(Ng)와 엔진에 의해 전달된 토크를 기준 회전 속도(Ng) 및 기준 토크의 백분율로서 평가하는 것은 흔한 일이다. 이후 연관된 임계치들 또한 백분율로서 표현될 수 있다.
또한, 제 2 임계치는 상기 엔진의 가스 발생기의 회전 속도(Ng)에 관해서는 0.5%, 상기 엔진의 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도(TET), 및 상기 엔진의 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도(T45)에 관해서는 5℃, 상기 엔진에 의해 전달된 토크(Tq)에 관해서는 0.5%, 상기 엔진의 입구에서의 공기의 입구 온도(T1)에 관해서는 0.5℃이다.
일 구현예에서, 하이 패스 필터에 의한 필터링을 수행하기 위해, 제작자가 규정한 기간에 걸쳐, 각각의 감시 파라미터의 값에 대한 이동 평균이 취해진다.
예컨대, 규정된 기간이 20초라면, 각각의 경우에서, 이동 평균은 마지막 20초 동안의 각각의 감시 파라미터의 값의 평균에 대응한다.
각각의 주어진 순간에서, 상기 이동 평균은 상기 주어진 순간에 상기 감시 파라미터에 대응하는 신호의 값으로부터 빼진다.
이러한 빼기의 결과는 제 1 지속 기간 동안 제 1 임계치 미만이고, 제 2 지속 기간 동안의 제 2 임계 미만인지가 검증된다. 만약 그렇다면 이후 획득 단계가 유발될 수 있다.
예컨대, 만약 4분간 이러한 빼기의 결과가 제 1 임계치 미만이고, 상기 4분의 마지막 30초 동안, 빼기의 결과가 제 2 임계치 미만이라면, 획득 단계가 유발될 수 있다.
이러한 획득 단계 동안, 즉 획득 단계의 유발로부터 그리고 상기 획득 단계 동안, 조종사가 임의의 갑작스런 행동을 취하는 것을 회피하기 위해 조종사에게 통지하기 위한 경고가 발생될 수 있다.
건강 검사는 자동으로 수행된다. 따라서, 조종사는 상기 조종사가 엔진의 동작을 불안정하게 하지 않도록 통지된다.
그렇지만, 조종사가 항공기에 조치를 취하게 되면, 건강 검사는 검사되는 엔진의 실제 건강을 나타내지 않는 결과들을 발생시키지 않도록 자동으로 취소될 수 있다.
게다가, 적어도 2개의 터빈 엔진을 가지는 항공기에서는, 이러한 방법이 엔진들을 차례로 검사하기 위한 제어 로직을 포함할 수 있다.
쌍발 엔진의 항공기에서는, 본 발명의 방법을 제 1 엔진에 적용하는 것이 가능하다.
일단 제 1 엔진이 검사되면, 이러한 방법이 제 2 엔진에 적용된다.
이후, 예컨대 기설정된 비행 기간 후, 또 다른 검사 사이클을 수행하는 것이 가능하다.
또한, 복수의 터빈 엔진을 가지는 항공기의 검사를 최적화하기 위해, 획득 단계를 유발하기 전에, 검사를 위해 엔진의 가스 발생기로부터 공기를 추출하기 위한 공기 추출(P3)를 비활성화하는 것이 가능하고, 필요하다면 그러한 비활성화를 보상하도록 적어도 하나의 다른 엔진으로부터 추출된 공기의 양을 증가시키는 것이 가능하다.
검사를 위한 엔진의 가스 발생기로부터의 공기 추출이 비활성화된 후, 엔진의 적어도 하나 감시 파라미터의 안정성이 다시 검증될 수 있고, 각각의 감시 파라미터가 안정하다면 획득 단계가 유발된다.
공기 배출(P3)을 닫는 것은 엔진 검사를 불안정하게 할 수 있다. 그러면 건강 검사를 수행하기 전에 엔진이 다시 안정하게 되기를 기다리기 위해, 위에서 설명한 안정성 검증 단계를 구현하는 것이 가능하다.
초기 안정성 검증 동안, 동일한 제 1 및 제 2 지속 기간을 구현하거나 또는 상이하고 선택적으로 더 짧은 제 1 및 제 2 지속 기간을 구현하는 것이 가능하다.
이러한 방법 외에, 본 발명은 또한 항공기의 적어도 하나의 터빈 엔진의 건강을 검사하기 위해 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하기 위한 건강 검사 장치를 제공하고, 이 경우 상기 검사는 엔진의 적어도 하나의 감시 파라미터를 획득하는 획득 단계와, 검사를 위해 상기 엔진의 건강을 평가하는 평가 단계를 포함하며, 상기 건강 검사 장치는
·3차원 공간에서의 항공기의 순방향 이동에 관련된 정보를 측정하기 위한 제 1 측정 시스템,
·감시 파라미터 중 적어도 하나의 값에 관련된 적어도 하나의 신호를 발생시키는 제 2 측정 시스템, 및
·컴퓨터 및 저장 수단이 제공된 프로세스 장치(11)를 포함하는데, 이러한 컴퓨터는 상기 적어도 하나의 신호에 기초하여, 상기 방법을 사용하여, 감시 파라미터 중 적어도 하나의 안정성을 검증하고, 각각의 감시 파라미터가 안정하다면 획득 단계를 자동으로 유발시키기 위해, 저장 수단에 저장된 명령어들을 실행한다.
제 1 측정 시스템은 항공기의 순방향 속도를 측정하기 위한 측정 수단, 또는 실제로는 상기 항공기의 고도를 측정하기 위한 측정 수단을 포함할 수 있다.
제 2 시스템은 상기 엔진의 가스 발생기의 회전 속도(Ng), 엔진의 고압 터빈의 입구에서의 가수의 온도(TET), 상기 엔진의 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도(T45), 엔진에 의해 전달된 토크, 및 엔진의 입구에서의 공기의 입구 온도(T1) 중 적어도 하나를 측정하기 위한 측정 수단을 포함한다.
프로세서 장치의 컴퓨터는 엔진마다 하나의 계산 유닛, 예컨대 각각의 엔진의 FADEC 엔진 컴퓨터의 계산 유닛을 포함한다.
유사하게, 저장 수단은 엔진마다 하나의 저장 유닛, 예컨대 각 엔진의 FADEC 엔진 컴퓨터의 저장 유닛을 포함할 수 있다.
또한 프로세서 장치는 각각의 계산 유닛과 정보를 교환하는 항공 전자 공학 컴퓨터를 더 포함할 수 있다.
또 다른 양상에서는, 적어도 2개의 터빈 엔진을 가지는 상기 항공기와 상기 엔진의 가스 발생기로부터 공기를 추출하기 위한 공기 추출 수단을 가지는 각 엔진에 관해, 상기 프로세서 장치는 획득 단계를 유발하기 전에 검사하기 위해 엔진으로부터의 공기 추출을 비활성화하고, 그러한 비활성화를 보상하도록 적어도 하나의 다른 엔진으로부터 추출된 공기의 양을 증가시키기 위해 각각의 추출 수단에 연결된다.
건강-검사 장치는 건강 검사가 수행되었음을 신호로 알리기 위한 수단과 자동 건강 검사를 비활성화하기 위한 수단을 더 포함할 수 있다.
마지막으로, 본 발명은 그러한 건강 검사 장치가 제공된 항공기를 제공한다.
본 발명과 그것의 장점들은 첨부 도면들을 참조하고, 예시로 주어지는 실시예들의 이어지는 설명으로부터 더 상세히 나타난다.
도 1은 단일 터빈 엔진이 제공된 항공기를 도시하는 도면.
도 2 및 도 3은 단일 터빈 엔진을 구비한 항공기에 적용할 때의 본 발명의 방법을 설명하는 도면들.
도 4는 적어도 2개의 터빈 엔진이 제공된 항공기를 도시하는 도면.
도 5는 적어도 2개의 터빈이 제공된 항공기에 적용할 때의 본 발명의 방법을 설명하는 도면.
2개 이상의 도면에 등장하는 요소들은 그들 각각에 동일한 참조 번호가 주어진다.
도 1은 회전익(300)이 제공된 항공기(1)를 도시한다. 하지만, 본 발명은 일부 다른 타입의 항공기에 적용 가능하다.
항공기(1)는 메인 파워 기어박스(2)를 통해 회전익(300)을 구동시키기 위한 적어도 하나의 터빈 엔진(3)을 가진다. 각각의 엔진은 가스 발생기(4)와 터빈 조립체(5)를 가진다.
예컨대, 이 가스 발생기는 조립체(5)의 고압 터빈(7)과 협력하는 압축기(compressor)(8)를 가진다.
또한, 이 터빈 조립체(5)는 파워트레인(powertraiin)(9)을 통해 MGB(2)에 연결되는 자유 터빈(6)을 포함한다. 예컨대, 이 파워트레인(9)은, 자유 터빈에 의해 회전되도록 설정되는 출구 샤프트를 가질 수 있다.
더 정확하게는, 도 1의 항공기(1)가 하나의 터보 샤프트 엔진(3)을 가진다.
터빈 엔진들의 개수와는 무관하게, 본 발명은 항공기의 건강 검사 장치(10)에 의해 적어도 하나의 엔진의 건강 검사를 자동으로 수행하는 것을 제안한다.
도 2를 참조하면 예비 단계(STP1) 동안, 항공기가 레벨 순방향 비행을 하고 있는지에 대한 결정이 이루어진다.
도 1을 참조하면, 건강-검사 장치는 단일 엔진 항공기 상에 컴퓨터(12)와, 저장 수단(13)이 제공된 프로세서 장치(11)를 포함한다. 이 프로세서 장치는 엔진의 FADEC 엔진 컴퓨터일 수 있다.
이 프로세서 장치는 3차원 공간을 통해 항공기의 순방향 움직임에 관련된 정보를 측정하기 위한 제 1 측정 시스템(15)에 연결된다.
예컨대, 제 1 측정 시스템은 항공기(1)의 고도에 관련된 데이터와 항공기의 순방향 속도(VIT)를 측정하기 위한 측정 수단(20)을 포함한다. 그러한 고도에 관련된 데이터는 항공기의 압력 고도(ZP)이거나, 항공기 외부 공기의 외부 압력(P0)이다.
순방향 속도(VIT)가 제작자가 규정한 최소 속도보다 크다면, 그리고 주어진 시간 길이에 걸쳐, 고도에 관련된 데이터(ZP, P0)에서의 변동이 제작자가 규정한 상수 미만이라면, 프로세서 장치(11)는 항공기가 레벨 순방향 비행을 하고 있다고 간주한다.
예컨대, 최소 속도가 대략 50노트(kt)이고, 고도에 있어서의 변동을 제한하는 상수는 약 10미터이다.
도 2를 참조하면, 항공기가 레벨 순방향 비행을 하고 있다면, 안정화 검증 단계(STP2) 동안, 검사를 위한 엔진의 안정성은 적어도 하나의 감시 파라미터(Ng, TET, T45, Tq, T1)의 안정성을 검증함으로써 검증된다.
도 1을 참조하면, 프로세서 장치(11)는 제 2 측정 시스템(15)에 연결된다. 이 제 2 시스템(15)은 감시 파라미터(Ng, TET, T45, Tq, T1) 중 적어도 하나의 값에 관련된 적어도 하나의 신호를 프로세서 장치(11)에 전송한다.
프로세서 장치(11)는 제작자가 규정한 샘플링에 따라, 예컨대 매 수십초마다엔진(3)의 감시 파라미터(Ng, TET, T45, Tq, T1) 중 적어도 하나의 측정을 주는 측정 신호를 획득한다.
도 3을 참조하면, 프로세서 장치(11)는 하이 패스 필터에 의해 각각의 수신된 신호(SIG)의 제 1 필터링을 수행하고, 예컨대 4분의 긴 제 1 지속 기간(TPS1)에 걸쳐 그것을 행한다.
이러한 제 1 지속 기간(TPS1) 동안, 프로세서 장치(11)는 이러한 식으로 필터링된 신호(SIG)의 제 1 진폭(A1)이 제작자가 규정한 제 1 임계치를 초과하지 않는지를 검증한다.
예컨대, 프로세서 장치(11)는 20초 정도의 규정된 기간에 걸쳐, 각각의 감시 파라미터(Ng, TET, T45, Tq, T1)의 값을 평균화한 이동 평균(MOY)을 취한 다음, 각 경우에 적절한 이동 평균이 연구되는 신호(SIG)의 값으로부터 빼진다.
도 3에 도시된 예에 도시된 순간(Tex)에서, 프로세서 장치(11)는 연구되는 감시 파라미터의 이동 평균(MOY1)을 상기 기간에 대응하는 신호(SIG)의 샘플(SIGPER)에 기초하여 평가한다.
이후 프로세서 장치(11)는 순간(Tex)에서의 감시 파라미터의 값과 상기 이동 평균(MOY1) 사이의 차이를 제 1 임계치와 비교한다.
제 1 임계치는 상기 엔진의 가스 발생기의 회전 속도(Ng)에 관해서는 2%, 상기 엔진의 고압 터빈(7)의 입구에서의 가스의 온도(TET), 및 상기 엔진의 자유 터빈(6)의 입구에서의 가스의 온도(T45)에 관해서는 15℃, 상기 엔진에 의해 전달된 토크(Tq)에 관해서는 2%, 상기 엔진의 입구에서의 공기의 입구 온도(T1)에 관해서는 2℃일 수 있다.
또한 프로세서 장치(11)는 하이 패스 필터에 의해 각각의 신호를 제 2 필터리이하는 것을 수행하고, 그것은 30초 정도의 짧은 제 2 지속 기간(TPS2)에 걸쳐 상기 제 1 필터링과 함께 행해진다.
제 1 지속 기간(TPS1)과 제 2 지속 기간(TPS2)은 동시에 끝나는 점이 주목되어야 한다.
즉, 각각의 감시 파라미터가 적절한 제 1 임계치를 적용함으로써, 제 1 지속 기간(TPS1)에서 제 2 지속 기간(TPS2)을 뺀 것과 같은 지속 기간 동안 안정되는 것을 발견된다면, 프로세서 장치는 제 1 테스트를 계속해서 진행함과 동시에 제 2 안정성 테스트를 수행한다.
따라서, 프로세서 장치(11)는 이러한 식으로 필터링된 신호의 제 2 진폭(A2)이 제작자가 규정한 제 2 임계치를 초과하지 않는지를 검증하고, 이 경우 제 2 지속 기간(TPS2)은 제 1 지속 기간(TPS1) 보다 짧고, 제 2 진폭(A2)은 제 1 진폭(A1)보다 작다.
이동 평균을 수반하는 선행 방법을 적용하는 것이 가능하다.
제 2 임계치는 상기 엔진의 가스 발생기의 회전 속도(Ng)에 관해서는 0.5%, 상기 엔진의 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도(TET), 및 상기 엔진의 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도(T45)에 관해서는 5℃, 상기 엔진에 의해 전달된 토크(Tq)에 관해서는 0.5%, 상기 엔진의 입구에서의 공기의 입구 온도(T1)에 관해서는 0.5℃일 수 있다.
제 1 진폭(A1)이 제 1 임계치 미만이고, 제 2 진폭(A2)이 제 2 임계치 미만이라면, 감시 파라미터는 안정한 것으로 간주된다.
도 2를 참조하면, 프로세서 장치(11)는 해당하는 각각의 감시 파라미터가 안정적이라면, 획득 단계(STP3)를 자동으로 유발시킨다.
또한, 프로세서 장치(11)는 조종사에게 건강 검사가 시작되었음을 통지하기 위해, 신호 알림 수단(50)을 사용하여 경고를 발생시킬 수 있다.
획득 단계(STP3)의 끝에서는, 프로세서 장치(11)가 평가 단계(STP4)를 자동으로 유발시킨다.
건강 검사의 결과들이 만족스럽지 않다면, 유지 단계(STP5) 동안 엔진에 대한 유지가 수행된다.
도 4를 참조하면, 항공기는 복수의 터빈 엔진(3)을 가질 수 있고, 이 경우 각각의 엔진은 FADEC 엔진 컴퓨터와 협력한다.
프로세서 장치의 컴퓨터(12)는 각각의 FADEC 엔진 컴퓨터의 계산 유닛(12')을 포함할 수 있다. 유사하게, 저장 수단은 각각의 FADEC 엔진 컴퓨터의 저장 유닛을 포함할 수 있고, 각각의 저장 유닛은 동일한 명령어들을 포함한다.
또한, 프로세서 장치(11)는 항공 전자 공학 컴퓨터(40)를 포함할 수 있다. 선택적으로, 이 항공 전자 공학 컴퓨터(40)는 신호 알림 수단(50)에 연결되거나 실제로는 자동 건강 검사를 비활성화시키는 역할을 하는 비활성화 수단(60)에 연결된다.
또한, 제 1 측정 시스템(20)은 컴퓨터(12)의 각각의 계산 유닛(12')에 연결될 수 있다. 제 2 측정 시스템(15)은 적절한 계산 유닛(12')과 협력하는 엔진마다 하나의 측정 유닛(15')을 포함할 수 있다.
항공 전자 공학 컴퓨터(40)는 검사를 위한 엔진을 지정할 수 있다. 검사를 위한 엔진의 선택은 제작자가 규정하고 메모리에 저장된 전략의 함수로서 확립될 수 있다.
이후 검사를 위한 상기 엔진(3)의 FADEC 엔진 컴퓨터는 예비 단계(STP1)를 수행하고, 적용 가능하다면 안정성 검증 단계(STP2)를 수행한다.
항공 전자 공학 컴퓨터(40)에 의해 예비 단계가 또한 수행될 수 있음이 주목되어야 하고, 이 경우 상기 항공 전자 공학 컴퓨터(40)는 이러한 목적을 위해 제 1 측정 시스템(20)과 정보를 교환함을 주목해야 한다.
도 5를 참조하면, 안정성 검증 단계(STP2) 후, 프로세서 장치(11)는 획득 단계(STP3)를 유발하기 전에 검사를 위한 엔진(3)으로부터의 공기 추출의 비활성화를 요청할 수 있고, 그러한 비활성화를 보상하기 위해 적어도 하나의 다른 엔진(3)으로부터의 공기 추출의 증가를 요청할 수 있다.
건강 검사 장치는 공기를 추출하기 위한 수단(MP)을 조정하기 위한 조정 수단(P3)을 포함하고, 각 엔진의 FADEC 엔진 컴퓨터에 의해 이들 조정 수단이 구성되는 것이 가능하다.
이러한 상황에서는, 항공 전자 공학 컴퓨터(40)가 검사를 위한 엔진의 FADEC 엔진 컴퓨터에게 상기 검사를 위한 엔진의 추출 수단(MP)을 닫을 것을 지시할 수 있다.
반대로, 항공 전자 공학 컴퓨터(40)는 적어도 하나의 다른 엔진의 FADEC 엔진 컴퓨터에게 보상으로서 배출된 공기의 양을 증가시킬 것을 지시할 수 있다.
획득 단계(STP3)를 구현하기 전에 새로운 안정성 검증 단계(STP2)를 구현하는 것이 가능하다.
이러한 새로운 안정성 검증 단계(STP2)는 선행하는 안정성 검증 단계와 동일할 수 있거나, 상이한 제 1 지속 기간(TPS1) 및 제 2 지속 기간(STP2)을 사용하여 구현될 수 있다.
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 (15)

  1. 항공기(1)의 적어도 하나의 터빈 엔진(3)의 건강을 검사하기 위해, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하는 방법으로서,
    상기 터빈 엔진(3)의 적어도 하나의 감시 파라미터(Ng, TET, T45, Tq, T1)를 획득하기 위한 획득 단계(STP3)와, 상기 터빈 엔진(3)의 건강을 평가하기 위한 평가 단계(STP4)을 포함하고, 비행시,
    ·상기 항공기(1)가 레벨 순방향 비행을 하고 있는지가 결정되고,
    ·감시 파라미터(Ng, TET, T45, Tq, T1)의 적어도 하나의 안정성이
    ○ 제작자가 규정한 샘플링에 따른 상기 터빈 엔진(1)의 감시 파라미터(Ng, TET, T45, Tq, T1) 중 적어도 하나의 측정을 주는 측정 신호를 획득하고,
    ○ 긴 제 1 지속 기간(TPS1)에 걸쳐 하이-패스 필터에 의해 각 신호의 제 1 필터링을 수행하고, 이러한 식으로 필터링된 신호의 제 1 진폭(A1)이 제작자가 규정한 제 1 임계치를 초과하지 않는지를 검증하며,
    ○ 하이-패스 필터에 의한 상기 제 1 필터링과 함께, 상기 제 1 지속 기간(TPS1)보다 짧은 제 2 지속 기간(TPS2)에 걸쳐 하이-패스 필터에 의해 각 신호의 제 2 필터링을 수행하고, 이러한 식으로 상기 제 1 진폭(A1) 보다 작은, 필터링된 신호의 제 2 진폭(A2)이 제작자가 규정한 제 2 임계치를 초과하지 않는지를 검증하며,
    ○ 상기 제 1 진폭(A1)이 상기 제 1 임계치 미만이고, 상기 제 2 진폭(A2)이 상기 제 2 임계치 미만일 때, 감시 파라미터가 안정하다고 간주함으로써 검증되고,
    ·각각의 감시 파라미터가 안정하다면 자동으로 획득 단계(STP3)가 유발되는, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하는 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 항공기(1)가 레벨 순방향 비행을 하고 있는지를 결정하기 위해, 상기 항공기(1)의 순방향 속도(VIT)가 측정되고, 상기 항공기(1)의 고도에 관련된 데이터(ZP, P0)가 측정되며, 상기 순방향 속도(VIT)가 제작자가 규정한 최소 속도보다 크고, 주어진 길이의 시간에 걸쳐, 고도에 관련된 데이터(ZP, P0)에 있어서의 변동이 제작자가 규정한 상수 미만이라면 상기 항공기(1)는 레벨 순방향 비행을 하고 있는 것으로 간주되는, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하는 방법.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 고도에 관련되는 상기 데이터는 상기 항공기(1)의 압력 고도(ZP)이거나, 상기 항공기(1) 외부 공기의 외부 압력(P0)인, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하는 방법.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 지속 기간(TPS1)과 상기 제 2 지속 기간(TPS2)은 동시에 끝나는, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하는 방법.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 지속 기간(TPS1)은 4분이고, 상기 제 2 지속 기간(TPS2)은 30초인, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하는 방법.
  6. 제 1 항에 있어서,
    각각의 감시 파라미터는 상기 엔진의 가스 발생기의 회전 속도(Ng), 상기 터빈 엔진(3)의 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도(TET), 상기 터빈 엔진(3)의 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도(T45), 상기 터빈 엔진(3)에 의해 전달된 토크(Tq), 및 상기 터빈 엔진(3)의 입구에서의 공기의 입구 온도(T1) 중 적어도 하나을 포함하는 목록으로부터 선택되는, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하는 방법.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 제 1 임계치는 상기 엔진의 가스 발생기의 회전 속도(Ng)에 관해서는 2%, 상기 엔진의 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도(TET), 및 상기 엔진의 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도(T45)에 관해서는 15℃, 상기 엔진에 의해 전달된 토크(Tq)에 관해서는 2%, 상기 엔진의 입구에서의 공기의 입구 온도(T1)에 관해서는 2℃인, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하는 방법.
  8. 제 6 항에 있어서,
    상기 제 2 임계치는 상기 엔진의 가스 발생기의 회전 속도(Ng)에 관해서는 0.5%, 상기 엔진의 고압 터빈의 입구에서의 가스의 온도(TET), 및 상기 엔진의 자유 터빈의 입구에서의 가스의 온도(T45)에 관해서는 5℃, 상기 엔진에 의해 전달된 토크(Tq)에 관해서는 0.5%, 상기 엔진의 입구에서의 공기의 입구 온도(T1)에 관해서는 0.5℃인, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하는 방법.
  9. 제 1 항에 있어서,
    하이-패스 필터에 의한 필터링을 수행하기 위해, 제작자가 규정한 기간에 걸쳐, 각각의 감시 파라미터(Ng, TET, T45, Tq, T1)의 값의 이동 평균(moving average)이 취해진 다음, 상기 이동 평균이 상기 감시 파라미터(Ng, TET, T45, Tq, T1)에 대응하는 신호의 값으로부터 빼지는, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하는 방법.
  10. 제 1 항에 있어서,
    획득 단계 동안, 조종사에 의한 갑작스런 조작을 회피하기 위해, 조종사에게 알리기 위한 경고가 발생되는, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하는 방법.
  11. 제 1 항에 있어서,
    적어도 2개의 터빈 엔진(3)을 가지는 상기 항공기(1)에 있어서, 검사를 위해 상기 엔진(3)의 가스 발생기(4)로부터의 공기 추출이 획득 단계(STP3)를 유발하기 전에 비활성화되고, 적어도 하나의 다른 엔진(3)으로부터 추출된 공기의 양은 그러한 비활성화를 보상하도록 증가되는, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하는 방법.
  12. 제 11 항에 있어서,
    검사를 위해 상기 엔진(3)의 가스 발생기(4)로부터 공기를 추출하기 위한 공기 추출이 비활성화된 후, 상기 엔진(3)의 적어도 하나의 감시 파라미터(Ng, TET, T45, Tq, T1)의 안정성이 다시 검증되고, 각각의 감시 파라미터(Ng, TET, T45, Tq, T1)가 안정하다면 상기 획득 단계(STP3)가 유발되는, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하는 방법.
  13. 항공기(1)의 적어도 하나의 터빈 엔진(3)의 건강을 검사하기 위해, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하기 위한 건강-검사 장치(10)로서,
    상기 검사는 상기 터빈 엔진(3)의 감시 파라미터(Ng, TET, T45, Tq, T1) 중 적어도 하나를 획득하기 위한 획득 단계(STP3)와, 검사를 위해 상기 터빈 엔진(3)의 건강을 평가하기 위한 평가 단계(STP4)를 포함하고, 상기 건강-검사 장치(10)는
    ·3차원 공간에서의 상기 항공기(1)의 순방향 이동에 관련된 정보(VIT, ZP, P0)를 측정하기 위한 제 1 측정 시스템(20),
    ·감시 파라미터(Ng, TET, T45, Tq, T1) 중 적어도 하나의 값에 관련된 적어도 하나의 신호를 발생시키는 제 2 측정 시스템(15), 및
    ·컴퓨터(12) 및 저장 수단(13)이 제공된 프로세스 장치(11)를 포함하는데,
    상기 컴퓨터(12)는 상기 적어도 하나의 신호에 기초하여, 제 1 항 내지 제 12 항 중 어느 한 항에 따른 방법을 사용하여, 감시 파라미터(Ng, TET, T45, Tq, T1) 중 적어도 하나의 안정성을 검증하고, 각각의 감시 파라미터(Ng, TET, T45, Tq, T1)가 안정하다면 획득 단계(STP3)를 자동으로 유발시키기 위해, 상기 저장 수단(13)에 저장된 명령어들을 실행하는, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하기 위한 건강-검사 장치.
  14. 제 13 항에 있어서,
    적어도 2개의 터빈 엔진(3)을 가지고 각각의 상기 터빈 엔진(3)이 상기 엔진의 가스 발생기(4)로부터 공기를 추출하기 위한 공기 추출 수단(MP)을 가지는 상기 항공기(1)에서, 상기 프로세서 장치(11)는 상기 획득 단계(STP3)를 유발하기 전에 상기 엔진(3)으로부터 공기 추출을 비활성화시키고, 그러한 비활성화를 보상하도록 적어도 하나의 다른 엔진(3)으로부터 추출된 공기의 양을 증가시키기 위해, 각각의 추출 수단(MP)에 연결되는, 엔진 건강 검사를 자동으로 수행하기 위한 건강-검사 장치.
  15. 제 13 항에 따른 건강 검진 장치(10)를 포함하는 항공기(1).
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