KR20170037552A - 회전익기 로터의 회전 속도를 조절하기 위한 장치, 그러한 장치를 구비한 회전익기, 및 관련된 조절 방법 - Google Patents
회전익기 로터의 회전 속도를 조절하기 위한 장치, 그러한 장치를 구비한 회전익기, 및 관련된 조절 방법 Download PDFInfo
- Publication number
- KR20170037552A KR20170037552A KR1020160122299A KR20160122299A KR20170037552A KR 20170037552 A KR20170037552 A KR 20170037552A KR 1020160122299 A KR1020160122299 A KR 1020160122299A KR 20160122299 A KR20160122299 A KR 20160122299A KR 20170037552 A KR20170037552 A KR 20170037552A
- Authority
- KR
- South Korea
- Prior art keywords
- speed
- control
- ground
- state
- wing
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 47
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 title claims description 9
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 15
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 claims description 12
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims description 6
- 230000009467 reduction Effects 0.000 claims description 6
- 238000012795 verification Methods 0.000 claims description 6
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 4
- 230000008859 change Effects 0.000 description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 3
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 description 2
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 2
- 230000003449 preventive effect Effects 0.000 description 2
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000011017 operating method Methods 0.000 description 1
- 230000036961 partial effect Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 239000000523 sample Substances 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/12—Rotor drives
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
- B64C27/56—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated
- B64C27/57—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated automatic or condition responsive, e.g. responsive to rotor speed, torque or thrust
-
- 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
- B64D31/02—Initiating means
- B64D31/06—Initiating means actuated automatically
-
- 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
- B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Toys (AREA)
- Operation Control Of Excavators (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
본 발명은 회전익기(3)의 적어도 하나의 메인 로터(2)의 회전 속도를 조절하기 위한 장치(1)에 관한 것으로, 상기 회전 속도는 속도(NR)라고 알려져 있다. 이러한 회전익기(3)는,
·상기 적어도 하나의 메인 로터(2)의 블레이드(5)에 관한 컬렉티브(collective) 피치 제어 설정점(C)을 전달하기 위한 적어도 하나의 수동 비행 제어 부재(4)로서, 상기 제어 설정점(C)은 상기 적어도 하나의 제어 부재(4)의 현재 위치의 함수인, 상기 수동 비행 제어 부재(4); 및
·상기 회전익기(3)가 지면(6)과 적어도 부분적으로 접촉하는 "지면(ground)" 상태와, 상기 회전익기(3)가 적어도 공중(7)에서 유지되는 "비행(flight)" 상태의, 상기 회전익기(3)의 적어도 2개의 다른 상태로부터 현재 상태가 검출될 수 있게 하는 검출기 수단(8)을 포함한다.
·상기 적어도 하나의 메인 로터(2)의 블레이드(5)에 관한 컬렉티브(collective) 피치 제어 설정점(C)을 전달하기 위한 적어도 하나의 수동 비행 제어 부재(4)로서, 상기 제어 설정점(C)은 상기 적어도 하나의 제어 부재(4)의 현재 위치의 함수인, 상기 수동 비행 제어 부재(4); 및
·상기 회전익기(3)가 지면(6)과 적어도 부분적으로 접촉하는 "지면(ground)" 상태와, 상기 회전익기(3)가 적어도 공중(7)에서 유지되는 "비행(flight)" 상태의, 상기 회전익기(3)의 적어도 2개의 다른 상태로부터 현재 상태가 검출될 수 있게 하는 검출기 수단(8)을 포함한다.
Description
관련 출원에 대한 상호 참조
본 출원은 2015년 9월 25일 출원되고 전문이 본 명세서에 참조로 통합되어 있는 FR1501994의 이익(benefit)을 주장한다.
본 발명은 속도(NR)라고 알려진, 회전익기의 적어도 하나의 메인 로터의 회전 속도를 조절하기 위한 장치에 관한 것이다. 그러므로 이러한 속도(NR)는 직접적으로 메인 로터의 회전 구동을 위한 연소를 일으키기 위해 엔진으로 주입된 연료의 양의 함수(function)이다.
그러므로 본 발명은 또한 회전익기의 파워 플랜트(power plant)에서 하나 이상의 엔진의 동작을 조절하는 방법들의 분야에 속한다. 예를 들면, 그러한 파워 플랜트는 회전익기의 적어도 하나 이상의 로터를 구동하기 위해, 회전익기가 필요로 하는 기계적인 파워를 일상적으로 전달하는 적어도 하나의 메인 연료 연소 엔진, 특히 터보샤프트 엔진을 가질 수 있다.
따라서 본 발명은 더 구체적으로는 회전익기의 적어도 하나의 메인 로터를 구동하기 위한, 그리고 가능하게는 또한 만약 있다면 가변적인 설정점(setpoint) 속도로 안티-토크(anti-torque) 로터를 구동하기 위한 장치 및 방법의 배경에 속한다.
메인 로터는 통상적으로, 헬리콥터의 특수한 환경에 관한 비행시에 회전익기에 적어도 양력, 그리고 가능하게는 또한 추진력 및/또는 고도 변화를 제공한다. 안티-토크 로터는 통상적으로, 한쪽으로 흔들릴 때에 회전익기를 위한 안정화와 안내(guidance)를 제공하고, 보통 그러한 안티-토크 로터는 높은 전진 속도를 가지는 회전익기를 위한 적어도 하나의 추진 프로펠러 또는 테일 로터의 형태를 가진다.
일반적으로, 회전익기의 메인 엔진들의 동작은, FADEC(full autority digital engine control)과 같은 조절기 유닛의 제어를 받는다. 조절기 유닛은 메인 로터로부터 요구되는 회전 속도에 관련하여, 이하 NR 설정점(setpoint)이라고 부르는 설정점의 함수로서 메인 엔진들로의 연료의 계량(metering)을 제어한다. 그러므로 NR 설정점은 일정한 특별한 상황하에서 조절기 유닛(FADEC)에 의해 발생될 수 있다. 예컨대, NR 설정점이 가변적인 다른 특별한 상황하에서는, 전체로서 회전익기의 전자적, 전기적, 및 컴퓨터 장비에 의해 NR 설정점이 발생된 다음, 자동 비행 제어 시스템(AFCS: automatic flight control system)과 같은 조종(management) 수단에 의해 조절기 유닛(FADEC)에 전송될 수 있다. 그러한 상황에서는, 조절기 유닛(FADEC)이 속도(NR)를 조절하는 역할을 한다.
그러므로 NR 설정점은 회전익기의 현재 비행 상황에 따라 확인되는 것과 같은 기계적인 파워에 관한 회전익기의 요구 조건들의 함수와, 특히 메인 로터를 구동하기 위한 기계적인 파워 요구 조건들의 함수로서 조종 수단(AFCS)에 의해 전송될 수 있다. 예를 들면, 메인 로터에 의해 소비된 파워는 첫 번째로는 메인 로터가 파워 플랜트(power plant)에 의해 구동되는 것에 대항하는 저항하는 토크를 평가함으로써, 그리고 두 번째로는 그것의 회전 속도에 의해 확인될 수 있다.
그렇지만, 회전익기의 분야에서의 기술적인 진보는, 예컨대 흔히 "CAT A 절차들(procedures)"이라고 부르는, 이륙 또는 착륙에 관한 가끔의(occasional) 복잡한 절차에 해당하는, 회전익기에 관한 가장 중대한 조건에 관해 미리 규정된 것과 같은 정격 속도(nominal speed)에 대해 가변적인 제어된 속도(NR)로 메인 로터를 구동하는 쪽으로 가고 있다.
즉, 메인 로터가 구동되는 속도(NR)에서의 이러한 중대한 변화는, 지면(ground)에 가까운 성가신 소음을 감소시키는 것 및/또는 성능을 개선시키는 것을 위한 것과 같이, 비행의 연관된 비행 스테이지(stage)의 함수로서 엔진에 의해 전달된 파워의 레벨을 최적화하기 위해 사용될 수 있다. 표시를 통해, 메인 로터의 속도가 정격 속도(NR1)의 5% 내지 10% 내의 범위에 걸쳐, 그리고 잠재적으로는 기술적 진보에 따라 더 큰 범위에 걸쳐 변하도록 제어될 수 있고, 더 구체적으로는 정격 속도(NR1)의 90% 내지 115%의 범위에 있을 수 있는 값들의 범위에 걸쳐 변하도록 제어될 수 있다.
이러한 주제에 대해, 예를 들면 "Enhanced energy maneuverability for attack helicopters using continuous variable rotor speed control"이라는 제목을 가진 공보(C.G. Schaefer Jr., F.H. Lutze Jr.,47th Forum American Helicopter Society 1991, pp. 1293-1303)에 대한 참조가 이루어진다. 이 문헌에 따르면, 전투 상황에서의 회전익기의 성능은 회전익기의 에어 스피드(air speed)에서의 변동에 따라, 메인 로터가 구동되는 속도를 변화시킴으로써 개선된다.
예를 들면, 문헌 US6198991(Yamakawa 등)에 대한 참조 또한 이루어질 수 있고, 이 문헌은 메인 로터의 회전 속도를 변화시킴으로써 착륙 포인트에 접근하는 회전익기에 의해 발생된 성가신 소음을 감소시키는 것을 제안한다.
이러한 주제에 대해, 예를 들면 문헌 US2007/118254(G.W.Barnes 등)에 대한 참조 또한 이루어질 수 있고, 이 문헌은 회전익기의 사전에 확인된 비행 상태와 연관된 다양한 파라미터들의 값에 대한 미리 규정된 임계치(threshold) 조건에서, 높고 낮다고 부르는 2개의 값을 사용하여 회전익기의 메인 로터의 회전 속도를 변화시키는 것을 제안한다.
또한, 예를 들면 이 주제에 대해 문헌 WO 2010/143051(Agusta Spa 등)에 대한 참조가 이루어질 수 있고, 이 문헌은 회전익기의 다양한 비행 상태에 따라 사전에 그려진 지도에 따라 회전익기의 메인 로터의 회전 속도를 변화시키는 것을 제안한다.
마지막으로, 문헌 FR3000466에서 본 출원인에 의해 설명된 것처럼, 미리 결정된 정격(nominal) 값의 90% 내지 110%의 범위에 걸쳐 회전 속도 변화를 자동으로 제어하도록 작용하기 위해 고도계를 사용하는 것이 또한 알려져 있다.
더욱이, 문헌 FR2974564, GB2192163, 및 FR2981045는 회전익기의 테일 로터 또는 메인 로터를 조절하기 위한 다른 장치 또는 방법을 설명한다.
그렇지만, 비록 그러한 문헌들이 회전익기가 비행하는 동안 속도(NR)를 조절하는 장치 또는 방법을 설명할지라도, 그러한 문헌들 어느 것도 회전익기가 지면에서 이동하는(taxiing) 동안, 그리고 더 구체적으로는 그러한 회전익기의 착륙 후 또는 이륙에 앞서 이루어지는 스테이지들 동안에 속도(NR)가 자동으로 조절될 수 있게 하는 해결책을 제공하지 않는다.
그러므로 본 발명의 목적은 전술한 한계들을 극복하는 것을 가능하게 하는 장치를 제안하는 것이다. 그러므로 특히, 본 발명에 따른 조절 장치나 방법의 목적은, 회전익기가 지면에서 움직이는 동안, 특히 이륙 전이나 착륙 후 회전익기가 만드는 성가신 소음을 제한할 목적으로 회전익기의 속도(NR)가 자동으로 조절될 수 있게 하는 것이다. 그러므로 지면에서의 속도(NR)의 자동 조절은, 특히 지면에서 회전익기가 기동하는 동안 회전익기의 바로 이웃하는 부근에서 작업하는 조작자(operator)의 작업 상태를 개선하는 것과, 또한 탑승 및 상륙(disembarkation)의 스테이지들에서 승객들과 승무원의 소리 편안함(sound comfort)를 개선하는 것을 가능하게 한다.
그러므로 본 발명은 속도(NR)라고 알려져 있는, 회전익기의 적어도 하나의 메인 로터의 회전 속도를 조절하기 위한 장치를 제공하고, 이러한 회전익기는,
·상기 적어도 하나의 메인 로터의 블레이드에 관한 컬렉티브(collective) 피치 제어 설정점(C)을 전달하기 위한 적어도 하나의 수동 비행 제어 부재로서, 상기 제어 설정점(C)은 상기 제어 부재의 현재 위치의 함수인, 상기 수동 비행 제어 부재; 및
·상기 회전익기가 지면과 적어도 부분적으로 접촉하는 "지면(ground)" 상태와, 상기 회전익기가 적어도 공중에서 유지되는 "비행(flight)" 상태의, 상기 회전익기의 적어도 2개의 다른 상태로부터 현재 상태가 검출될 수 있게 하는 검출기 수단을 포함한다.
본 발명에 따르면, 속도(NR)를 조절하기 위한 장치는, 적어도 2개의 서로 다른 미리 결정된 속도(NR1, NR2)로, 상기 속도(NR)를 자동으로 제어하기 위한 조종 수단을 포함하고, 상기 2개의 미리 결정된 속도(NR1, NR2)는 첫 번째로는 제어 부재에 의해 전달된 제어 설정점(C)의 함수로서, 두 번째로는 상기 검출기 수단에 의해 검출된 것과 같은 회전익기의 현재 상태의 함수로서 양자 택일로 선택된다는 점에서 주목할 수 있다. 그러므로 이들 조종 수단은,
·제어 부재에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1)보다 클 때의 제1 속도(NR1)와,
·다음 2가지 조건, 즉
·제어 부재에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 이하인 것과,
·회전익기의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것이 만족될 때, 제1 속도(NR1)보다 큰 제2 속도(NR2)로, 속도(NR)를 제어하는 역할을 한다.
즉, 본 발명에 따른 장치는 회전익기가 지면에 있는 동안, 그리고 이륙이 즉시 요구되지 않을 때, 로터의 회전 속도(NR)가 조절될 수 있게 한다. 이에 반해 회전익기 조종사는 이륙 전에, 또는 실제로는 착륙 후에 활주로에서 이동하는 조종을 행하기를 바랄 수 있다. 그러한 바람은 상기 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 이하일 때마다, 블레이드에 관한 컬렉티브 피치 제어 설정점(C)을 나타내는 제어 부재의 위치에 의해 확인될 수 있다.
게다가, 그러한 수동 비행 제어 부재는 유리하게 컬렉티브 피치 레버 또는 미니-스틱(mini-stick)일 수 있고, 상기 부재는 회전익기의 메인 로터의 블레이드들의 각을 이룬(angular) 배향(피치)이 각 블레이드에 관해 동일한 방식으로 동시에 수정될 수 있도록 개조된다.
조절기 장치의 조절기 유닛(FADEC)은 정격(nominal) 속도라고 부르는 제1 속도(NR1)보다 작은 제2 속도(NR2)로, 속도(NR)를 서보-제어(servo-control)하는 역할을 하고, 따라서 회전익기가 지면에 있을 때에는 로터에 의해 발생된 성가신 소음을 제한하는 역할을 한다. 특히, 회전익기 로터에 의해 발생된 성가신 소음은 속도(NR)가 낮을 때 즉시 감소된다.
예를 들면, 조종 수단은 회전익기의 AFCS에 의해 구성되고, 예를 들면, 이러한 조종 수단은
·예컨대, 회전익기의 고도 또는 속도를 측정하기 위한 적어도 하나의 센서,
·예컨대, 회전익기의 로터의 제어를 수정하는 역할을 하는 적어도 하나의 액추에이터(actuator), 및
·AFCS의 적어도 하나의 액추에이터를 제어하기 위한 제어 신호를 발생시키기 위해, AFCS의 적어도 하나의 센서로부터 정보를 처리하기 위한 계산 수단 또는 적어도 하나의 컴퓨터를 포함한다.
그러므로 이러한 조종 수단은 제어 부재에 의해 전달된 제어 설정점(C)의 함수로서, 그리고 회전익기의 검출된 현재 상태의 함수로서, 제1 속도(NR1) 또는 제2 속도(NR2)로, 속도(NR)를 제어하기 위해 독립적으로 작용할 수 있다.
또한, 회전익기의 "지면" 또는 "비행" 현재 상태를 결정하기 위해, 그러한 조절기 장치는 다양한 형태를 가질 수 있는 검출기 수단을 포함한다.
그러므로 회전익기 착륙 기어가, 예컨대 휠(wheel)들이 있는 언더캐리지(undercarriage)들을 가지는 특별한 일 실시예에서는, 그러한 언더캐리지 중 적어도 하나가, 회전익기가 지면과 접촉하고 있으면서, 그러한 언더캐리지에 작용하는 지면으로부터의 반동력(reaction force)을 측정하기에 적합한 적어도 하나의 센서를 포함할 수 있다.
그러한 상황에서는, 조절기 장치가 미리 결정된 임계값들과, 다양한 센서에 의해 측정된 반동력(들)을 비교할 수 있다. 그러면 다양한 센서에 의해 측정된 반동력 각각이 임계값보다 클 때에는 "지면" 상태가 확인될 수 있다. 이에 반해, "비행" 상태는 예를 들면 센서들에 의해 측정된 반동력 각각이 임계값보다 작을 때 확인될 수 있다.
또한, 그리고 회전익기 랜딩 기어가 스키드(skid)를 포함할 때와 같은 다른 특별한 실시예에서는. 에어 스피드(air speed) 지시기, 컬렉티브 피치 레버의 위치를 측정하기에 적합한 위치 센서들, 또는 실제로 고도 센서들을 포함하는 그룹으로부터 검출기 수단이 선택될 수 있다. 그러므로 이들 다양한 검출기로부터의 데이터는 항공기의 현재 상태가 간접적으로 확인될 수 있게 할 수 잇다.
게다가, 비록 그러한 제2 속도(NR2)가 비행시 사용될 수 없을지라도, 지면에서 회전익기가 움직이도록 허용하기 위해 사용될 수 있다. 회전익기는 비행을 위해 필요로 하는 것보다 작은 속도(NR)를 사용하여 격납고에 들어가거나 이륙 포인트에 도달하기 위해, 활주로에서 이동 움직임(taxiing movement)을 행하는 것이 요구될 수 있다.
그럴 경우 속도(NR)는, 예를 들면 정격 속도(NR1)의 92% 내지 98%의 범위에 있는 속도(NR2)까지 나아갈 수 있고, 이는 더 구체적으로는 정격 속도(NR1)의 95%와 같을 수 있다.
실제로, 조종 수단은 제어 부재에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제2의 미리 결정된 임계값(C2) 이하일 때와, 회전익기의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응할 때, 제2 속도(NR2)보다 작은 제3 속도(NR3)로, 속도(NR)를 제어할 수 있고, 이 경우 제2의 미리 결정된 임계값(C2)은 제1의 미리 결정된 임계값(C1)보다 작다.
즉, 제어 부재가 제2의 미리 결정된 임계값(C2) 이하인 제어 설정점(C)을 나타내는 위치에 놓일 때와, 회전익기가 지면에 있을 때, 조절기 유닛이 회전 속도(NR)가 제3 속도(NR3)까지 더 감소되게 할 수 있다. 예를 들면, 그러한 제3 속도(NR2)가 파워 플랜트에 관한 최소 연속적인 조절된 속도를 나타내는 회전 속도(NR)에 대응할 수 있다. 그러한 상황에서는, 회전익기가 지면에 대해 정지된 상태로 남아 있고, 따라서 이륙할 수 없다.
그럴 경우 조절기 장치는 속도(NR)를 감소시키는 것을 가능하게 하고, 따라서 회전익기가 지면에 있는 동안 회전익기의 소리 레벨을 감소시키는 것이 가능하며, 그것을 자동으로, 즉 조종사가 떠맡을 이륙/착륙 움직임에 따라 메인 로터의 블레이드들에 관한 컬렉티브 피치의 레벨을 수정하는 것 외에 조종사 편에서의 어떠한 중재(intervention) 없이, 행하는 것을 가능하게 한다.
그러면 속도(NR)는, 예컨대 정격 속도(NR1)의 90% 내지 95%의 범위에 있는 속도(NR3)까지 나아가고, 이는 더 구체적으로는 정격 속도(NR1)의 92%와 같을 수 있다.
유리하게, 회전익기는 회전익기의 조종사에 의해 작동될 때, 제1 속도(NR1)보다 큰 제4 속도(NR4)로 적어도 일시적으로 속도(NR)를 제어하기 위해, 조종 수단에 수동(manual) 명령을 전달하는 선택기 부재를 포함할 수 있다.
그러한 선택기 부재는 회전익기의 조종실의 상부 패널 상에 배치되는, "NR-HIGH" 버튼이라고 흔히 부르는 푸시 버튼이나 스위치에 의해 구성될 수 있다. 조종사가 스위치로 행한 수동 작용은, 예컨대 "CAT A" 절차라는 용어로 흔히 알려져 있는 복잡한 포인트 이륙 또는 착륙 절차를 위해, 회전 속도(NR)가 증가될 수 있게 한다. 그러면 속도(NR)가, 예컨대 정격 속도(NR1)의 102% 내지 108%의 범위에 있는 값(NR4)까지 가고, 더 구체적으로는 정격 속도(NR1)의 105%와 같을 수 있다.
그러한 배치는 이륙 또는 착륙의 타입이 그러한 속도를 정당화할 때에만 큰 속도(NR)를 가지는 것을 가능하게 한다. 그렇지만, 스위치를 사용하는 것은, 중대한 동적 상태하에서 이륙하기 위한 최대 이용 가능한 파워를 보장하기 위해, 회전익기가 지면에 있으면서 잠금 감소 기능을 이따금씩 억제하는 결과를 가진다.
또한, 회전익기에 관한 사고 위험의 잠재적인 원인의 예방책을 강구하는 것이 유리하다. 그러한 사고는 회전익기의 엔진 고장의 경우에서의 조종 수단이나, 실제로는 회전익기의 현재 상태를 검출할 때의 검출기 수단의 에러(error)에 의해 야기될 수 있다.
그러므로 특별한 일 실시예에서 장치는 하나의 메인 로터의 회전 구동을 위해 회전익기의 엔진의 동작 상태를 입증하기 위해 규칙적인 시간 간격으로 작용하는 입증 수단을 포함할 수 있다. 그러므로 그러한 입증 수단은, 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응할 때, 조종 수단이 속도(NR)의 임의의 감소를 억제할 수 있게 하기 위해, 엔진 고장을 나타내는 정보를 조종 수단에 전송하기에 적합할 수 있다.
예를 들면, 입증 수단은 회전익기의 조절기 유닛(FADEC)에 의해 형성될 수 있고, 특히
·예컨대, 회전익기의 엔진의 회전 속도, 온도, 또는 토크를 측정하기 위한 적어도 하나의 센서,
·예컨대, 회전익기의 문제의 엔진의 연소 챔버로 연료가 주입되는 속도(rate)를 수정하기 위한 적어도 하나의 액추에이터(actuator), 및
·FADEC의 적어도 하나의 센서로부터의 정보를 처리한 다음 FADEC의 적어도 하나의 액추에이터를 제어하기 위한 제어 신호를 발생시키기 위한 계산 수단 또는 적어도 하나의 컴퓨터를 포함할 수 있다.
이러한 식으로, 엔진이 고장인 경우에서의 제어 부재의 위치와, 그러한 제어 부재에 의해 전달된 설정점 레벨에 관계없이, 조종 수단은 제1 속도(NR1)로 속도(NR)를 제어한다.
실제로, 장치는 회전익기의 절대 이동(travel) 속도를 계산하기 위해 규칙적인 시간 간격으로 작동하기 위한 계산 수단을 포함할 수 있고, 그 조종 수단은, 다음 2가지 조건, 즉
·회전익기의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것과,
·회전익기의 절대 이동 속도가 미리 결정된 절대 이동 속도(V1)보다 큰 것을 만족할 때의 제1 속도(NR1)와,
다음 3가지 조건, 즉
·제어 부재에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 이하인 것,
·회전익기의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것, 및
·회전익기의 절대 이동 속도가 미리 결정된 절대 이동 속도(V1) 이하인 것을 만족할 때의 제2 속도(NR2)로, 속도(NR)를 제어하는 역할을 한다.
이러한 식으로, 제어 부재의 위치와, 따라서 그러한 제어 부재로부터의 설정점 레벨에 관계없이, 특히 예컨대 40노트(kts)와 같은 미리 결정된 절대 이동 속도(V1)보다 큰 것으로 발견되는, 회전익기의 절대 이동 속도와 같은 다른 파라미터들과 검출된 현재 상태를 결합함으로써, 검출시 수단에 의해 검출된 잘못된 정보에 대항하여 예방책을 강구하는 것이 가능하고, 조종 수단으로 하여금 제1 속도(NR1)로 속도(NR)를 제어하게 한다. 이러한 회전익기의 절대 이동 속도는 일반적으로 에어 스피드(air speed) 데이터에 기초하여 계산 수단에 의해 계산된다.
에어 스피드 데이터는, 예컨대 피토관(pitot tube)이나 탐침(probe)과 같은 단일 방향성의 에어 스피드 지시기(indicator) 또는 회전익기 상에 위치한 전방향성 에어 스피드 지시기와 같은 센서들로부터 나올 수 있다.
그러므로 이러한 계산 수단은 특히,
·예를 들면, AFCS의 적어도 하나의 센서와 일치할 수 있고, 회전익기의 속도가 측정될 수 있게 하는 적어도 하나의 에어 스피드 지시기와,
·적어도 하나의 에어 스피드 지시기로부터 나오는 정보를 처리하고, 특별한 예에서는 AFCS의 계산 수단 또는 적어도 하나의 컴퓨터와 마찬가지로 일치할 수 있는 계산 수단 또는 적어도 하나의 컴퓨터를 포함할 수 있다.
유리하게, 이러한 장치는 지면에 대한 회전익기의 고도를 측정하기 위해 규칙적인 시간 간격으로 작동하는 측정 수단을 포함할 수 있고, 그 조종 수단은 다음 2가지 조건, 즉
·회전익기의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것과,
·상기 지면에 대한 회전익기의 고도가 미리 결정된 고도(A1)보다 큰 것을 만족할 때의 제1 속도(NR1)와,
다음 3가지 조건, 즉
·제어 부재에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 이하인 것,
·회전익기의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것, 및
·지면에 대한 회전익기의 고도가 미리 결정된 고도(A1) 이하인 것을 만족할 때의 제2 속도(NR2)로, 속도(NR)를 제어하는 역할을 한다.
이러한 식으로, 제어 부재의 위치, 따라서 그러한 제어 부재로부터의 설정점의 레벨에 관계없이, 특히 고도가 예컨대 10피트(ft)와 같은 미리 결정된 고도(A1)보다 큰 것으로서 측정될 때, 조종 수단이 제1 속도(NR1)로 속도(NR)를 제어하도록, 회전익기의 고도와 같은 다른 파라미터들과 검출된 현재 상태를 결합시킴으로써, 검출시 수단에 의해 검출된 잘못된 정보에 대항하여 예방책을 강구하는 것이 가능하다. 지면에 대한 회전익기의 고도는 특히, 회전익기의 테일 붐 상에 위치하고, 지면 쪽으로 향할 수 있는, 전파 고도계(radio altimeter)와 같은, 고도 센서들을 포함하는 측정 수단에 의해 일반적으로 계산된다.
위에서와 같이, 그러한 측정 수단은 특히,
·회전익기의 고도가 측정될 수 있게 하는 적어도 하나의 고도 센서로서, 그 지시기는, 예를 들면 AFCS의 적어도 하나의 센서와 일치할 수 있는, 고도 센서와,
·적어도 하나의 고도 센서로부터 나오는 정보를 처리하기 위한 적어도 하나의 컴퓨터 또는 계산 수단으로서, 특별한 예에서는 AFCS의 적어도 하나의 컴퓨터 또는 계산 수단과 마찬가지로 일치할 수 있는, 적어도 하나의 컴퓨터 또는 계산 수단을 포함할 수 있다.
특별한 일 실시예에서, 상기 제1의 미리 결정된 임계값(C1)은 제어 부재에 관한 말단 위치에 대응하는 최대 설정점의 30%로부터 60%까지 연장하는 값들의 범위에 있을 수 있다.
즉, 그러므로 제1의 미리 결정된 임계값(C1)에 관한 값들의 범위는 제어 부재의 이동 스트로크(travel stroke)에 관한 실질적으로 중간 또는 중앙 위치에 대응한다.
실제로는, 제2의 미리 결정된 임계값(C2)이 제어 부재의 말단 위치에 대응하는 최대 설정점의 15%로부터 40%까지 연장하는 값들의 범위에 있을 수 있다.
즉, 제2의 미리 결정된 임계값(C2)에 관한 값들의 범위는 제어 부재의 스트로크 상의 말단(최대 또는 최소) 위치에 실질적으로 대응한다.
전술한 바와 같이, 본 발명은 또한 회전익기를 제공하고, 이러한 회전익기는,
·적어도 하나의 엔진에 의해 구동된 적어도 하나의 메인 로터;
·메인 로터의 블레이드에 관한 컬렉티브 피치 제어 설정점(C)을 전달하기 위한 적어도 하나의 수동 비행 제어 부재로서, 상기 제어 설정점(C)은 상기 제어 부재의 현재 위치의 함수인, 상기 수동 비행 제어 부재; 및
·회전익기가 지면과 적어도 부분적으로 접촉하는 "지면(ground)" 상태와, 회전익기가 적어도 공중에서 유지되는 "비행(flight)" 상태의, 회전익기의 적어도 2개의 다른 상태중에서 현재 상태를 검출하기 위한 검출기 수단을 포함한다.
본 발명에 따르면, 그러한 회전익기는 속도(NR)를 조절하기 위해 전술한 바와 같은 장치를 포함한다는 점에서 주목할 만하다.
즉, 회전익기는 그것이 지면에 있고 조종사는 즉시 이륙하려고 하지 않지만, 예를 들면 오로지 활주로에서 이동함으로써 움직이라고 하는 동안 로터의 회전 속도(NR)가 조절될 수 있게 하는 조절기 장치를 가진다. 그러할 경우 그러한 바람은 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 이하인 블레이드에 관한 컬렉티브 피치 제어 설정점(C)을 나타내는 제어 부재의 위치로부터 확인될 수 있다.
마지막으로, 본 발명은 또한 속도(NR)로 알려져 있는, 회전익기의 적어도 하나의 메인 로터의 회전 속도를 조절하는 방법은 제공하고, 이러한 방법은 적어도 다음 단계들, 즉
·메인 로터의 블레이드에 관한 컬렉티브 피치 제어 설정점(C)을 제공하기 위한 수동 비행 제어 단계로서, 상기 제어 설정점(C)은 제어 부재의 현재 위치의 함수인, 상기 수동 비행 제어 단계와,
·회전익기가 지면과 적어도 부분적으로 접촉하는 "지면(ground)" 상태와, 회전익기가 적어도 공중에서 유지되는 "비행(flight)" 상태의, 회전익기의 적어도 2개의 다른 상태로부터 현재 상태가 검출되는 것으로 이루어지는 검출 단계를 포함한다.
본 발명에 따르면, 이러한 방법은 수동 제어 단계 후와, 검출 단계 후에, 상기 방법이 적어도 2개의 서로 다른 미리 결정된 속도(NR1, NR2)로, 속도(NR)를 자동으로 제어하는 것으로 이루어지는 조종 단계를 포함하고,
상기 적어도 2개의 미리 결정된 속도(NR1, NR2)는, 첫 번째로는 제어 부재에 의해 전달된 제어 설정점(C)의 함수로서, 두 번째로는 회전익기의 검출된 현재 상태의 함수로서 양자 택일로 선택된다는 점에서 주목할 만하다. 이러한 조종 단계는,
·제어 부재에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1)보다 클 때의 제1 속도(NR1)와,
·다음 2가지 조건, 즉
·제어 부재에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 이하인 것과,
·회전익기의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것이 만족될 때 제1 속도(NR1)보다 작은 제2 속도(NR2)로, 속도(NR)를 제어하는 역할을 한다.
즉, 조종 단계는 제어 부재의 위치의 함수로서 및 검출 단계 동안 검출된 것과 같은 회전익기의 현재 상태의 함수로서, 제1 속도(NR1)와 제2 속도(NR2) 사이 또는 그 반대로 자동으로 속도(NR)를 제어하는 역할을 한다.
그러므로 이러한 방법은 지면에서의 일정한 동작들 동안에, 그리고 특히 이륙 전 또는 착륙 후 활주로에서 이동하면서 회전익기, 더 정확하게는 회전익기의 메인 로터의 회전에 의해 발생된 소리 레벨을 자동으로 감소시키게 작동하도록 조정된다.
유리하게, 조종 단계는 제어 부재에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제2의 미리 결정된 임계값(C2) 이하일 때와, 회전익기의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응할 때 제2 속도(NR2) 미만인 제3 속도(NR3)로, 속도(NR)를 제어할 수 있고, 이 경우 제2의 미리 결정된 임계값(C2)은 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 미만이다.
그러한 상황에서, 조종 단계는 속도(NR)의 제어가 정격 속도(NR1) 미만인 속도(NR3)까지 훨씬 더 감소될 수 있게 한다. 예를 들면, 그러한 속도(NR3)는 회전익기가 지면에 대해 정지하고 있으면서 파워 플랜트(power plant)의 최소의 연속적인 조절된 속도를 나타낼 수 있다.
특별한 구현예에서는, 조종사가 선택기 부재를 수동으로 작동시킬 대, 조종 단계가 제1 속도(NR1)보다 큰 제4 속도(NR4)로, 적어도 일시적으로 속도(NR)를 제어할 수 있고, 그러한 선택기 부재는 회전익기의 조종실의 높은 패널 상에 배치된다.
이러한 식으로, 조종 단계는 정격 속도(NR1)보다 큰 속도(NR4)까지 일시적으로 속도(NR)가 증가되게 하고, 조종사에 의해 제어된 이륙 역학 관계(dynamics)와는 독립적으로 호버링 성능을 보장하기 위해, "지면" 상태에 대응하는 조종(piloting) 관계를 억제 가능하게 한다.
실제로는, 이러한 방법이 메인 로터의 회전 구동을 위해 회전익기 엔진의 동작 상태를 입증하기 위해 규칙적인 시간 간격으로 작동시키는 입증 단계를 포함할 수 있다. 이러한 입증 단계는 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응할 때, 조종 단계가 속도(NR)의 임의의 감소를 억제하는 것이 가능하게 하기 위해, 엔진 고장을 나타내는 정보를 조종 단계에 전송한다.
그러므로 이러한 조절 방법은 회전익기에서 엔진이 고장일 경우에 제어된 속도(NR)를 감소시키는 것을 피하는 것을 가능하게 한다. 그러한 상황에서, 제어 부재의 위치, 또는 실제로는 회전익기의 검출된 현재 상태는 거의 중요하지 않고, 조종 단계는 정격 속도(NR1)로 속도(NR)를 제어한다.
유리하게, 이러한 방법은 회전익기의 절대 이동 속도를 계산하기 위해, 규칙적인 시간 간격으로 작동하는 계산 단계를 포함할 수 있다. 그럴 경우 이러한 조종 단계는,
다음 2가지 조건, 즉
·회전익기의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것과,
·회전익기의 절대 이동 속도가 미리 결정된 절대 이동 속도(V1)보다 큰 것을 만족할 때의 제1 속도(NR1)와,
다음 3가지 조건, 즉
·제어 부재에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 이하인 것,
·회전익기의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것, 및
·회전익기의 절대 이동 속도가 미리 결정된 절대 이동 속도(V1) 이하인 것을 만족할 때의 제2 속도(NR2)로, 속도(NR)를 제어하는 역할을 한다.
즉, 회전익기의 절대 속도를 계산하는 이러한 단계는, 회전익기의 이동 속도가 미리 결정된 절대 이동 속도(V1)보다 크다면, 제2 속도(NR2)로 속도(NR)를 서보(serve)-제어하는 것을 회피하는 역할을 한다. 그럴 경우, 이러한 이동 속도는 비행시의 이동 속도를 나타내고, 따라서 "지면" 상태에 대응하는 회전익기의 현재 상태의 잘못된 검출을 억제할 수 있다.
또한, 이러한 방법은 지면에 대한 회전익기의 고도를 규칙적인 시간 간격으로 측정하는 측정 단계를 포함할 수 있고, 그 조종 단계는 다음 2가지 조건, 즉
·회전익기의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것과,
·상기 지면에 대한 회전익기의 고도가 미리 결정된 고도(A1)보다 큰 것을 만족할 때의 제1 속도(NR1)와,
다음 3가지 조건, 즉
·제어 부재에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 이하인 것,
·회전익기의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것, 및
·지면에 대한 회전익기의 고도가 미리 결정된 고도(A1) 이하인 것을 만족할 때의 제2 속도(NR2)로, 속도(NR)를 제어하는 역할을 한다.
따라서, 회전익기의 고도를 측정하는 이러한 단계는, 지면에 대한 회전익기의 고도가 미리 결정된 고도(A1)보다 크다면, 제2 속도(NR2)로 속도(NR)를 제어하는 것을 회피하기에 적합하다. 그럴 경우 회전익기의 이러한 고도는 비행 중인 회전익기를 나타내고, 따라서 "지면" 상태에 대응하는 회전익기의 현재 상태를 검출시 에러를 억제할 수 있다.
본 발명과, 본 발명의 장점은 비한정적인 예시를 통해, 그리고 첨부 도면을 참조하여 주어지는 실시예의 후속하는 설명으로부터 더 상세히 드러난다.
도 1은 본 발명에 따른 회전익기의 개략 측면도.
도 2는 본 발명에 따른 조절기 장치의 블록도.
도 3 내지 5는 본 발명에 따른 회전익기 메인 로터의 회전 속도(NR)를 조절하는 다양한 스테이지를 보여주는 곡선(curve)들.
도 6은 본 발명에 따른 조절 방법의 그림.
도 1은 본 발명에 따른 회전익기의 개략 측면도.
도 2는 본 발명에 따른 조절기 장치의 블록도.
도 3 내지 5는 본 발명에 따른 회전익기 메인 로터의 회전 속도(NR)를 조절하는 다양한 스테이지를 보여주는 곡선(curve)들.
도 6은 본 발명에 따른 조절 방법의 그림.
2개 이상의 도면에 존재하는 요소들에는 그것들 각각에 동일한 참조 번호가 주어진다.
전술한 바와 같이, 본 발명은 회전익기에 적어도 양력을 제공하는 역할을 하는 메인 로터를 적어도 가지는 회전익기 분야에 관한 것이다.
도 1에 도시된 것처럼, 회전익기(3)는 메인 로터(2)의 회전 속도(NR)를 조절하기 위한 조절기 장치(1)를 포함한다. 그러므로 이러한 조절기 장치(1)는 제어 설정점(C)을 발생시켜, 메인 로터(2)를 회전 구동하는 엔진(9)에 전송하기에 적합하다.
또한, 그러한 조절기 장치(1)는 예컨대 유선 통신 수단이나 무선 통신 수단에 의해 전기적으로 수동 비행 제어 부재(4)에 연결된다. 제어 부재(4)는 로터(2)의 블레이드(5)의 컬렉티브 피치에 관한 적어도 하나의 제어 설정점(C)이 조절기 장치(1)에 주어지는 것을 가능하게 한다. 그럴 경우 이러한 제어 설정점(C)은 컬렉티브 피치 레버와 같이, 피벗 움직임(pivoting movement)으로 회전익기의 조종사에 의해 움직여진 제어 부재(4)의 현재 위치의 함수이다.
또한, 특정 조작 절차들과 연관된 미리 결정된 레벨로 속도(NR)의 제어를 수동으로 서보-제어하도록 하기 위해, 제어 부재(4)에 의해 공급될 때 제어 설정점(C)을 일시적으로 억제할 목적으로 조종실의 높은 패널 상에 선택기 부재(14)를 회전익기(3)가 또한 포함할 수 있다.
또한, 회전익기(3)는 2가지 가능한 상태들, 즉 회전익기가 적어도 부분적으로 공중(7)에 떠 있는 "비행" 상태와, 회전익기(3)가 적어도 부분적으로 지면과 접촉하고 있는 "지면" 상태 중에서 회전익기의 현재 상태를 검출하는 역할을 하는 검출기 수단(8)을 포함한다.
이러한 검출기 수단(8)은, 특히 회전익기(3)의 적어도 하나의 랜딩 기어에 이루어지는 기계적인 행위(action)를 측정하기 위해 힘(force) 센서들로 구성될 수 있다. 이러한 힘 센서들은 마찬가지로, 회전익기(3)의 현재 "지면" 또는 "비행" 상태에 대한 정보를 전송하기 위해, 조절기 장치(1)에 전기적으로 접속된다.
전술한 바와 같이, 다른 특별한 실시예에서는, 예를 들면 회전익기(3)가 랜딩 스키드(landing skid)를 가질 때 검출기 수단(8)은 특히, 에어 스피드 지시기, 컬렉티브 피치 레버의 위치를 측정하기에 적합한 위치 센서들, 또는 실제로 고도 센서들을 포함하는 그룹으로부터 선택될 수 있다.
도 2에 도시된 것처럼, 그리고 도 1을 참조하여 위에서 언급된 것처럼, 조절기 장치(1)는 로터(2)의 속도(NR)를 조절하고, 따라서 엔진(9)의 회전 속도를 조절하기 위해, 제어 부재(4)와 검출기 수단(8)에 연결된다.
그러므로 필요한 파워가 최대인 상태가 아닐 때, 즉 특히 회전익기(3)가 지면에서 움직이고 있는 동안 로터(2)의 회전 속도를 수정하고 감소시키기 위해, 조절기 장치(1)는 적어도 2개의 서로 다른 미리 결정된 속도(NR1, NR2)에 따라 자동으로 속도(NR)가 제어될 수 있게 하는 조종 수단(10)을 포함한다.
또한, 특정 사고 위험을 회피하기 위해, 조절기 장치(1)는 또한 엔진(9)의 적절한 운전을 입증하는 입증 수단(11)을 포함할 수 있다. 그러므로 엔진(9)이 고장인 경우에 제1 속도(NR1)로 속도(NR)를 제어하기 위해, 입증 수단(11)은 조종 수단(10)에 연결된다.
그러므로 엔진(9)이 고장인 경우, 조종 수단(10)은 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응할 때, 속도(NR)의 감소를 억제하는 것을 가능하게 한다.
게다가, 조절기 장치(1)는 또한 특히 회전익기(3)의 절대 이동 속도를 계산하는 역할을 하는 계산 수단(12)을 포함한다. 계산된 속도의 함수로서, 속도(NR)에 관한 명령을 조정하고, 조종 수단(10)이 제2 속도(NR2)로 속도(NR)를 제어하는 것을 방지하기 위해, 예컨대 40kts와 같은 위의 몇몇 미리 결정된 절대 이동 속도(V1)로 조절기 장치(1)가 작동할 수 있다.
이러한 목적을 위해, 적어도 하나의 에어 스피드 지시기(13)가 회전익기(3)의 바로 이웃 환경에서 흐르는 공기의 흐름의 속도를 나타내는 정보를 조절기 장치(1)에 전송할 수 있다.
또한, 조절기 장치(1)는 또한 회전익기(3)의 고도를 측정하고, 회전익기의 이러한 현재 고도를 미리 결정된 고도(A1)와 비교하기 위한 측정 수단(15)을 포함한다. 측정된 고도의 함수로서, 조종 수단(10)이 예컨대 10ft와 같은 미리 결정된 고도(A1) 위에서 제2 속도(NR2)로 속도(NR)를 제어하는 것을 회피하도록, 조절기 장치(1)가 속도(NR)의 제어를 조정할 수 있다.
이러한 목적을 위해, 적어도 하나의 전파 고도계(16)가 지면에 대한 회전익기(3)의 고도를 나타내는 정보를 조절기 장치(1)에 전송할 수 있다.
전술한 바와 같이, 그리고 도 3에 도시된 것처럼, 제어 부재(4)에 의해 공급된 제어 설정점(C)과 "지면" 현재 상태가 속도(NR)에 관한 설정점이 다양하고 상이한 미리 결정된 속도(NR1, NR2, 또는 NR3)로 자동으로 수정 가능하게 한다. 그러므로 곡선(S)은 "지면" 현재 상태를 나타내고, 회전익기(3)가 "지면" 현재 상태에 있는 것으로 확인될 때에는 1과 같은 값(S1)이 주어지거나, 회전익기(3)가 "비행" 현재 상태에 있는 것으로 확인될 때에는 0과 같은 값(S2)이 주어진다.
그러므로, 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1)보다 클 때에는, 회전익기(3)가 비행하거나 이륙하는 것을 가능하게 하기 위해, 회전익기(3)의 로터(2)의 정격 속도(NR)에 대응하는 제1 속도(NR1)로 조종 수단(10)이 속도(NR)를 제어한다.
그렇지만, 제어 설정점(C)이 이러한 제1의 미리 결정된 임계값(C1)이하이고, 회전익기(3)의 현재 상태가 "지면" 상태 확인(confirmation)을 나타내는 곡선 상의 값(S1)에 의해 나타낸 것처럼 "지면" 상태에 대응한다면, 조종 수단(10)은 제1 속도(NR1) 미만인 제2 속도(NR2)로 속도(NR)를 제어한다.
이러한 식으로, 예를 들면 회전익기(3)의 조종사가 이륙 없이 활주로를 따라 회전익기(3)를 이동시키려고 할 때에는, 속도(NR)가 레벨(NR2)로 유지될 수 있고, 이로 인해 로터(2)의 회전에 의해 만들어진 성가신 소음을 제한한다. 이를 위해, 조종사는 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 미만인 제어 설정점(C)을 전달하는 방식으로, 제어 부재(4)를 적당한 장소에 둘 수 있다.
마찬가지로, 제어 설정점(C)이 훨씬 더 작고 제2의 미리 결정된 임계값(C2) 이하일 때와, 회전익기(3)의 현재 상태가 확인되는 "지면" 상태를 나타내는 곡선(S)에 관한 값(S1)으로 나타내어진 "지면" 상태에 대응할 때에는, 조종 수단(10)이 제1 속도(NR1) 미만이고 제2 속도(NR2) 미만인 제3 속도(NR3)로, 속도(NR)를 자동으로 제어한다.
이러한 상황은, 예를 들면 조종사가 특히 회전익기(3)가 대기중이면서 활주로에서 정지 상태로 유지하려고 할 때 발생할 수 있다. 그러므로 속도(NR3)는 엔진(9)에 관한 최소이고 연속적인 조절된 속도에 대응할 수 있다.
또한, 그리고 도 4에 도시된 것처럼, 계산 수단(12)은 비행에 필요한 파워(P)의 함수로서, 회전익기(3)의 이동 속도에 관한 절대 값(V)을 조종 수단(10)에 전송한다.
전술한 바와 같이, 제2 속도(NR2)와 제3 속도(NR3)는 회전익기(3)가 지면에 있을 때 조종 수단(10)에 의해 구현된다. 회전익기(3)의 절대 이동 속도(V)는, 회전익기(3)가 이륙했을 때까지는 도달할 수 없는 속도(VD) 미만이다.
그러므로 제2 속도(NR2)는 VR보다 큰 절대 이동 속도로 활주로에서 이동 동작들이 행해지는 것을 가능하게 한다. 제3 속도(NR3)만이 회전익기(3)가 지면에 대해 이동하는 것을 가능하게 하지 않고, 최소의 조절된 속도로, 그리고 따라서 회전익기의 이동 속도(V)가 최소일 때 로터(2)가 회전되는 것을 가능하게 한다.
제1 속도(NR1)는 회전익기(3)가 이륙하는 것을 가능하게 한다. 이러한 제1 속도(NR1)로, 회전익기(3)가 이륙하는 것을 가능하게 하고 따라서 이동 속도(VR)보다 큰 이륙 속도(VD)에 도달하는 것을 가능하게 하는 파워(PD)를 로터가 전달한다.
도 5에 도시된 것처럼, 그리고 도 1을 참조하여 이미 언급된 것처럼, 회전익기(3)는 NR_HIGH 신호가 조절기 장치(1)에 전달되는 것을 가능하게 하는 선택기 부재(14)를 가질 수 있다. 이러한 NR_HIGH 신호를 나타내는 곡선은 그것이 활성화될 때 1과 같다.
그러므로 회전익기(3)의 조종사가 선택기 부재(14)를 작동시키면, 조종 수단(10)이 "지면" 상태에 특정된 제어 모두를 억제하고, 제1 속도(NR1)보다 큰 제4 속도(NR4)로, 속도(NR)가 적어도 일시적으로 설정되게 한다.
선택기 부재(14)를 사용하는 것은, 이륙 또는 착륙의 일정한 타입들, 특히 메인 로터(2)로부터 최대 파워를 요구하는 것들에서, 필수적인 것으로 발견될 수 있다. 신호 NR_HIGH 또한 확인되는 "지면" 상태를 나타내는 곡선(S)이 1과 같은 값(S1)을 가질 때 활성화될 수 있다.
도 6에 도시된 것처럼, 본 발명은 또한 회전익기(3)의 로터(2)의 회전 속도(NR)를 조절하기 위한 조절 방법(20)에 적용된다.
그러므로 이러한 조절 방법(20)은 제어 부재(4)의 현재 위치를 나타내는 제어 설정점(C)을 전달하기 위한 적어도 하나의 제어 단계(21)를 포함한다. 이러한 방법은 또한 적어도 2개의 상태, 즉 "지면" 상태와 "비행" 상태 중에서 회전익기의 현재 상태를 검출하는 것으로 이루어지는 적어도 하나의 검출 단계(22)를 포함한다.
또한, 이러한 방법(20)은 도 3을 참조하여 설명된 것처럼, 적어도 2개의 미리 결정된 속도(NR1, NR2)로 속도(NR)를 제어하기 위한 조종 단계(26)도 포함한다.
게다가, 조절 방법(20)은 특히 검출 단계(22)에서 사용된 검출기 수단(8)의 오작동의 경우, 보조 방식으로 회전익기에 관한 사고 위험을 감소시키려고 하는 다양한 다른 단계들을 포함할 수도 있다.
그러므로 입증 단계(23)는 엔진(9)의 현재 동작 상태가 입증되는 것을 가능하게 하고, 따라서 "지면" 상태에 대응하는 검출된 현재 상태 동안 엔진(9)이 고장이 경우, 속도(NR)의 감소가 억제되는 것을 가능하게 할 수 있다.
마찬가지로, 계산 단계(24)는 회전익기(3)의 절대 이동 속도가 계산되는 것을 가능하게 한다. 이러한 식으로, 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응할 때, 회전익기가 미리 결정된 절대 이동 속도(V1)보다 큰 속도로 공중에서 움직이지 않는 것이 보장될 수 있다. 그러므로 이러한 안전 점검은 검출기 수단(8)이 오작동을 하는 경우에, 속도(NR)를 제2 속도(NR2)까지 감소시키는 조종 단계(26)를 회피하는 역할을 한다.
물론, 본 발명은 그것의 구현에 있어서 다수의 변형을 거칠 수 있다. 비록 몇몇 구현예가 설명되었지만, 모든 가능한 구현예를 빠짐없이 확인하는 것은 생각할 수 없다는 것이 바로 이해될 것이다. 본 설명의 범위를 넘어서지 않으면서 설명된 수단 중 임의의 것을 동등한 수단으로 대체하는 것을 예상하는 것도 물론 가능하다.
Claims (15)
- 회전익기(3)의 적어도 하나의 메인 로터(2)의, 속도(NR)라고 알려져 있는 회전 속도를 조절하기 위한 장치(1)로서,
상기 회전익기(3)는,
·상기 적어도 하나의 메인 로터(2)의 블레이드(5)에 관한 컬렉티브(collective) 피치 제어 설정점(setpoint)(C)을 전달하기 위한 적어도 하나의 수동 비행 제어 부재(4)로서, 상기 제어 설정점(C)은 상기 적어도 하나의 제어 부재(4)의 현재 위치의 함수인, 상기 수동 비행 제어 부재(4); 및
·상기 회전익기(3)가 지면(6)과 적어도 부분적으로 접촉하는 "지면(ground)" 상태와, 상기 회전익기(3)가 적어도 공중(7)에서 유지되는 "비행(flight)" 상태의, 상기 회전익기(3)의 적어도 2개의 다른 상태로부터 현재 상태가 검출될 수 있게 하는 검출기 수단(8)을 포함하고,
상기 속도(NR)를 조절하기 위한 장치는, 적어도 2개의 서로 다른 미리 결정된 속도(NR1, NR2)로, 상기 속도(NR)를 자동으로 제어하기 위한 조종 수단(10)을 포함하고, 상기 적어도 2개의 미리 결정된 속도(NR1, NR2)는 첫 번째로는 제어 부재(4)에 의해 전달된 제어 설정점(C)의 함수로서, 두 번째로는 상기 검출기 수단(8)에 의해 검출된 것과 같은 회전익기(3)의 현재 상태의 함수로서 양자 택일로 선택되며, 상기 조종 수단(10)은,
·제어 부재(4)에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1)보다 클 때의 제1 속도(NR1)와,
·다음 2가지 조건, 즉
·제어 부재(4)에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 이하인 것과,
·회전익기(3)의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것이 만족될 때, 제1 속도(NR1)보다 큰 제2 속도(NR2)로, 속도(NR)를 제어하는 역할을 하는, 장치. - 제1 항에 있어서,
상기 조종 수단(10)은 제어 부재(4)에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제2의 미리 결정된 임계값(C2) 이하일 때와, 상기 회전익기(3)의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응할 때, 제2 속도(NR2)보다 작은 제3 속도(NR3)로, 속도(NR)을 제어하고, 상기 제2의 미리 결정된 임계값(C2)은 상기 제1의 미리 결정된 임계값(C1)보다 작은, 장치. - 제1 항에 있어서,
상기 회전익기(3)는 선택기 부재(14)가 회전익기의 조종사에 의해 작동될 때, 제1 속도(NR1)보다 큰 제4 속도(NR4)로, 적어도 일시적으로 속도(NR)를 제어하기 위해, 상기 조종 수단(10)에 수동으로 명령을 전달하는 역할을 하는 상기 선택기 부재(14)를 포함하는, 장치. - 제1 항에 있어서,
상기 장치(1)는 적어도 하나의 메인 로터(2)의 회전 구동을 위해 회전익기(3)의 엔진(9)의 동작 상태를 입증하기 위해 규칙적인 시간 간격으로 작용하기 위한 입증 수단(11)을 포함하고, 상기 입증 수단(11)은 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응할 때, 상기 조종 수단(10)이 속도(NR)의 임의의 감소를 억제할 수 있게 하기 위해, 엔진 고장을 나타내는 정보는 상기 조종 수단(10)에 전송하기에 적합한, 장치. - 제1 항에 있어서,
상기 장치는 상기 회전익기(3)의 절대 이동 속도를 계산하기 위해 규칙적인 시간 간격으로 작용하는 계산 수단(12)을 포함하고,
상기 조종 수단(10)은 다음 2가지 조건, 즉
·회전익기의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것과,
·회전익기(3)의 절대 이동 속도가 미리 결정된 절대 이동 속도(V1)보다 큰 것을 만족할 때의 제1 속도(NR1)와,
다음 3가지 조건, 즉
·제어 부재(4)에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 이하인 것,
·회전익기(3)의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것, 및
·회전익기(3)의 절대 이동 속도가 미리 결정된 절대 이동 속도(V1) 이하인 것을 만족할 때의 제2 속도(NR2)로, 속도(NR)를 제어하는 역할을 하는, 장치. - 제1 항에 있어서,
상기 장치는 지면에 대한 회전익기(3)의 고도를 측정하기 위해 규칙적인 시간 간격으로 작용하는 측정 수단(15)을 포함하고,
상기 조종 수단(10)은 다음 2가지 조건, 즉
·회전익기의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것과,
·상기 지면에 대한 회전익기(3)의 고도가 미리 결정된 고도(A1)보다 큰 것을 만족할 때의 제1 속도(NR1)와,
다음 3가지 조건, 즉
·제어 부재(4)에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 이하인 것,
·회전익기(3)의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것, 및
·지면에 대한 회전익기(3)의 고도가 미리 결정된 고도(A1) 이하인 것을 만족할 때의 제2 속도(NR2)로, 속도(NR)를 제어하는 역할을 하는, 장치. - 제1 항에 있어서,
상기 제1의 미리 결정된 임계값(C1)은, 제어 부재(4)에 관한 말단 위치에 대응하는 최대 설정점의 30%로부터 60%까지 연장하는 값들의 범위에 있는, 장치. - 제2 항에 있어서,
상기 제2의 미리 결정된 임계값(C2)은, 제어 부재(4)에 관한 말단 위치에 대응하는 최대 설정점의 15%로부터 40%까지 연장하는 값들의 범위에 있는, 장치. - 회전익기(3)로서,
상기 회전익기(3)는,
·적어도 하나의 엔진(9)에 의해 구동된 적어도 하나의 메인 로터(2);
·적어도 하나의 메인 로터(2)의 블레이드(5)에 관한 컬렉티브 피치 제어 설정점(C)을 전달하기 위한 적어도 하나의 수동 비행 제어 부재(4)로서, 상기 제어 설정점(C)은 상기 적어도 하나의 제어 부재(4)의 현재 위치의 함수인, 상기 수동 비행 제어 부재(4); 및
·상기 회전익기(3)가 지면(6)과 적어도 부분적으로 접촉하는 "지면(ground)" 상태와, 상기 회전익기(3)가 적어도 공중(7)에서 유지되는 "비행(flight)" 상태의, 상기 회전익기(3)의 적어도 2개의 다른 상태로부터 현재 상태를 검출하기 위한 검출기 수단(8)을 포함하고,
상기 회전익기(3)는 제1 항에 따른 속도(NR)를 조절하기 위한 조절기 장치(1)를 포함하는, 회전익기. - 회전익기(3)의 적어도 하나의 메인 로터(2)의, 속도(NR)라고 알려져 있는 회전 속도를 조절하기 위한 방법(20)으로서,
상기 방법(20)은 적어도,
·적어도 하나의 메인 로터(2)의 블레이드(5)에 관한 컬렉티브 피치 제어 설정점(C)을 전달하기 위한 수동 비행 제어 단계(21)로서, 상기 제어 설정점(C)은 적어도 하나의 제어 부재(4)의 현재 위치의 함수인, 상기 수동 비행 제어 단계(21)와,
·상기 회전익기(3)가 지면(6)과 적어도 부분적으로 접촉하는 "지면(ground)" 상태와, 상기 회전익기(3)가 적어도 공중(7)에서 유지되는 "비행(flight)" 상태의, 상기 회전익기(3)의 적어도 2개의 다른 상태로부터 현재 상태가 검출되는 것으로 이루어지는 검출 단계(22)로 이루어지는 단계들을 포함하고,
상기 수동 비행 제어 단계(21) 후와, 상기 검출 단계(22) 후에, 상기 방법(20)은 적어도 2개의 서로 다른 미리 결정된 속도(NR1, NR2)로, 속도(NR)를 자동으로 제어하는 것으로 이루어지는 조종 단계(26)를 포함하고,
상기 적어도 2개의 미리 결정된 속도(NR1, NR2)는, 첫 번째로는 제어 부재(4)에 의해 전달된 제어 설정점(C)의 함수로서, 두 번째로는 회전익기(3)의 검출된 현재 상태의 함수로서 양자 택일로 선택되며,
상기 조종 단계(26)는,
·제어 부재(4)에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1)보다 클 때의 제1 속도(NR1)와,
·다음 2가지 조건, 즉
·제어 부재(4)에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 이하인 것과,
·회전익기(3)의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것이 만족될 때 제1 속도(NR1)보다 작은 제2 속도(NR2)로, 속도(NR)를 제어하는 역할을 하는, 방법. - 제10 항에 있어서,
상기 조종 단계(26)는 제어 부재(4)에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제2의 미리 결정된 임계값(C2) 이하일 때와, 회전익기(3)의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응할 때 제2 속도(NR2) 미만인 제3 속도(NR3)로, 속도(NR)를 제어하고,
상기 제2의 미리 결정된 임계값(C2)은 상기 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 미만인, 방법. - 제10 항에 있어서,
상기 조종 단계(26)는, 선택기 수단(14)이 조종사에 의해 수동으로 작동될 때 제1 속도(NR1)보다 큰 제4 속도(NR4)로 적어도 일시적으로 속도(NR)를 제어하고,
상기 선택기 부재(14)는 회전익기의 조종실의 높은 패널 상에 배치되어 있는, 방법. - 제10 항에 있어서,
상기 방법(20)은 적어도 하나의 메인 로터(2)의 회전 구동을 위해 회전익기(3)의 엔진(9)의 동작 상태를 입증하기 위해 규칙적인 시간 간격으로 작용하는 입증 단계(23)를 포함하고,
상기 입증 단계(23)는, 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응할 때, 속도(NR)의 임의의 감소를 조종 단계(26)가 억제할 수 있게 하기 위해, 엔진 고장을 나타내는 정보를 상기 조종 단계(26)에 전송하기에 적합한, 방법. - 제10 항에 있어서,
상기 방법(20)은 회전익기(3)의 절대 이동 속도를 규칙적인 시간 간격으로 계산하는 계산 단계(24)를 포함하고,
상기 조종 단계(26)는,
다음 2가지 조건, 즉
·회전익기의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것과,
·회전익기(3)의 절대 이동 속도가 미리 결정된 절대 이동 속도(V1)보다 큰 것을 만족할 때의 제1 속도(NR1)와,
다음 3가지 조건, 즉
·제어 부재(4)에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 이하인 것,
·회전익기(3)의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것, 및
·회전익기(3)의 절대 이동 속도가 미리 결정된 절대 이동 속도(V1) 이하인 것을 만족할 때의 제2 속도(NR2)로, 속도(NR)를 제어하는 역할을 하는, 방법. - 제10 항에 있어서,
상기 방법(20)은 지면에 대한 회전익기(3)의 고도를 규칙적인 시간 간격으로 측정하기 위한 측정 단계(25)를 포함하고,
상기 조종 단계(26)는,
다음 2가지 조건, 즉
·회전익기의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것과,
·상기 지면에 대한 회전익기(3)의 고도가 미리 결정된 고도(A1)보다 큰 것을 만족할 때의 제1 속도(NR1)와,
다음 3가지 조건, 즉
·제어 부재(4)에 의해 전달된 제어 설정점(C)이 제1의 미리 결정된 임계값(C1) 이하인 것,
·회전익기(3)의 검출된 현재 상태가 "지면" 상태에 대응하는 것, 및
·지면에 대한 회전익기(3)의 고도가 미리 결정된 고도(A1) 이하인 것을 만족할 때의 제2 속도(NR2)로, 속도(NR)를 제어하는 역할을 하는, 방법.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1501994A FR3041606B1 (fr) | 2015-09-25 | 2015-09-25 | Dispositif de regulation de la vitesse de rotation d'un rotor de giravion, giravion equipe d'un tel dispositif et methode de regulation associee |
| FR1501994 | 2015-09-25 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR20170037552A true KR20170037552A (ko) | 2017-04-04 |
| KR101906360B1 KR101906360B1 (ko) | 2018-10-10 |
Family
ID=55451234
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020160122299A KR101906360B1 (ko) | 2015-09-25 | 2016-09-23 | 회전익기 로터의 회전 속도를 조절하기 위한 장치, 그러한 장치를 구비한 회전익기, 및 관련된 조절 방법 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9815561B2 (ko) |
| EP (1) | EP3147212B1 (ko) |
| KR (1) | KR101906360B1 (ko) |
| CA (1) | CA2941295C (ko) |
| FR (1) | FR3041606B1 (ko) |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3062881B1 (fr) * | 2017-02-15 | 2019-03-15 | Safran Helicopter Engines | Procede et systeme de commande d'un dispositif d'urgence |
| US10479491B2 (en) * | 2017-08-17 | 2019-11-19 | Textron Innovations Inc. | System and method for rotorcraft collective power hold |
| US20190079511A1 (en) * | 2017-09-12 | 2019-03-14 | Qualcomm Incorporated | Methods and Systems for Rotor Anomaly Detection and Response |
| FR3095638B1 (fr) | 2019-04-30 | 2021-04-02 | Airbus Helicopters | Procédé de régulation d’une installation motrice d’un giravion et giravion associé |
| US20230098878A1 (en) * | 2021-09-29 | 2023-03-30 | Lockheed Martin Corporation | Landing gear feedback control system for an aircraft |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3622031C2 (de) * | 1986-07-02 | 1995-11-30 | United Technologies Corp | Steueranordnung für einen Hubschrauber zum automatischen Übergang in Autorotation |
| JP2968511B2 (ja) | 1998-03-25 | 1999-10-25 | 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 | ヘリコプタの低騒音着陸装置および低騒音着陸システム |
| US9235217B2 (en) | 2005-10-03 | 2016-01-12 | Sikorsky Aircraft Corporation | Automatic dual rotor speed control for helicopters |
| ITTO20090079U1 (it) | 2009-06-10 | 2010-12-11 | Agusta Spa | Sistema per la gestione ed il controllo della velocita' di uno o piu' rotori di un aeromobile atto a volare a punto fisso |
| FR2974564B1 (fr) | 2011-04-29 | 2013-12-27 | Eurocopter France | Procede pour ameliorer le passage d'un etat de non synchronisation a un etat de synchronisation entre un moteur et un rotor, et dispositif associe |
| FR2981045B1 (fr) | 2011-10-10 | 2013-10-25 | Eurocopter France | Systeme de pilotage en lacet pour giravion, mettant en oeuvre un organe entraine par l'homme qui genere des commandes de vol par objectif |
| FR3000466B1 (fr) * | 2012-12-27 | 2015-02-13 | Eurocopter France | Procede d'entrainement en rotation d'un rotor de giravion, par anticipation des besoins en couple entre deux consignes de vitesse de rotation du rotor |
| FR3028839B1 (fr) * | 2014-11-26 | 2016-11-18 | Airbus Helicopters | Methode d'assistance a la navigation d'un giravion multimoteur en cas de panne moteur, dans le cadre d'un entrainement a vitesse variable d'un rotor principal du giravion |
| FR3035978A1 (fr) * | 2015-05-04 | 2016-11-11 | Airbus Helicopters | Systeme de commande de giravion, giravion associe et methode de commande correspondante |
-
2015
- 2015-09-25 FR FR1501994A patent/FR3041606B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2016
- 2016-08-31 EP EP16186504.3A patent/EP3147212B1/fr active Active
- 2016-09-07 CA CA2941295A patent/CA2941295C/fr active Active
- 2016-09-22 US US15/272,898 patent/US9815561B2/en active Active
- 2016-09-23 KR KR1020160122299A patent/KR101906360B1/ko active IP Right Grant
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2941295A1 (fr) | 2017-03-25 |
| FR3041606B1 (fr) | 2017-09-29 |
| EP3147212B1 (fr) | 2018-03-21 |
| KR101906360B1 (ko) | 2018-10-10 |
| FR3041606A1 (fr) | 2017-03-31 |
| US20170088281A1 (en) | 2017-03-30 |
| EP3147212A1 (fr) | 2017-03-29 |
| US9815561B2 (en) | 2017-11-14 |
| CA2941295C (fr) | 2018-01-09 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR101906360B1 (ko) | 회전익기 로터의 회전 속도를 조절하기 위한 장치, 그러한 장치를 구비한 회전익기, 및 관련된 조절 방법 | |
| EP3201087B1 (en) | Aircraft with speed or acceleration command | |
| US10647422B2 (en) | Pitch control system | |
| CN102458983B (zh) | 用于飞行器的增升系统、飞行器系统以及具有增升系统的螺旋桨飞行器 | |
| EP3444187B1 (en) | System and method for rotorcraft collective power hold | |
| US10809744B2 (en) | Rotor moment control system for a rotary wing aircraft | |
| US20170369160A1 (en) | Automated autorotation and pilot aiding system | |
| US10351230B2 (en) | Initial rotor state compensation for a rotorcraft | |
| EP3037345B1 (en) | A method of automatically controlling the descent phase of an aircraft using aircraft avionics executing a descent algorithm | |
| US20170158316A1 (en) | Fully electric speed-proportional nose wheel steering system for an aircraft | |
| CN110580050A (zh) | 用于旋翼飞行器高度控制的系统和方法 | |
| EP3882734B1 (en) | Method for protection against vortex ring state and associated device | |
| EP3388335B1 (en) | Default in-detent vertical speed/altitude hold | |
| US10569866B2 (en) | Method and apparatus for proximity control between rotating and non-rotating aircraft components | |
| EP3141976B1 (en) | Roll attitude-dependent roll rate limit | |
| US10759528B2 (en) | Model following control for torque and rotor speed | |
| EP3225544B1 (en) | Touchdown orientation control system for a rotary wing aircraft and method | |
| US20220380020A1 (en) | Method for assisting the piloting of a rotorcraft comprising at least two engines | |
| KR102667325B1 (ko) | 적어도 2개의 엔진을 갖는 회전익기의 조종 지원 방법 | |
| US20230195142A1 (en) | Method and system for improved aircraft takeoff performance in the presence of asymmetric thrust conditions | |
| EP4200686A1 (en) | Helicopter force feedback system | |
| Franklin et al. | A simulator investigation of the influence of engine response characteristics on the approach and landing for an externally blown flap aircraft. Part 1: Description of the simulation and discussion of results |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A201 | Request for examination | ||
| E902 | Notification of reason for refusal | ||
| E902 | Notification of reason for refusal | ||
| E701 | Decision to grant or registration of patent right | ||
| GRNT | Written decision to grant |