KR20180025170A - 항공기 엔진의 스러스트 램핑을 제어하기 위한 방법 및 장치 - Google Patents

항공기 엔진의 스러스트 램핑을 제어하기 위한 방법 및 장치 Download PDF

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Abstract

항공기 엔진의 스러스트 램핑(thrust ramping)을 제어하기 위한 방법 및 장치가 개시되어 있다. 예시적인 스러스트 제어 시스템은 측풍 속도를 측정하는 센서 및 측정된 측풍 속도를 측풍 임계 범위와 비교하기 위한 스러스트 매니저를 포함한다. 스러스트 매니저는 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위 내에 있을 때 이륙 중에 부분적인 스러스트 램핑 스케줄을 활성화시킨다. 부분적인 스러스트 램핑 스케줄은 복수의 스러스트 램핑 스케줄로부터 선택된다.

Description

항공기 엔진의 스러스트 램핑을 제어하기 위한 방법 및 장치 {METHODS AND APPARATUS TO CONTROL THRUST RAMPING OF AN AIRCRAFT ENGINE}
본 발명은 일반적으로 항공기에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 항공기 엔진의 스러스트 램핑(thrust ramping, 추력 경사)을 제어하는 방법 및 장치에 관한 것이다.
엔진 스러스트(engine thrust, 엔진 추력)는 엔진 응력을 줄이기 위해 이륙의 초기 부분 동안에 낮은 지상 속도(ground speed)로 제한되거나 제어될 수 있다. 예를 들어, 어떤 측풍(crosswind, 옆바람) 조건이 존재할 때 이륙(takeoff) 중에 이용 가능한 스러스트를 제한하는 것은, 항공기 엔진의 마모를 줄여 유지 보수 비용 및/또는 소음을 줄일 수 있다.
예시적인 스러스트 제어 시스템은, 측풍 속도를 측정하는 센서 및 측정된 측풍 속도를 측풍 임계 범위와 비교하기 위한 스러스트 매니저(thrust manager, 스러스트 관리장치)를 포함한다. 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위 내에 있을 때, 이륙 중에 스러스트 매니저는 부분적인 스러스트 램핑 스케줄(partial thrust ramping schedule)을 활성화시킨다. 부분적인 스러스트 램핑 스케줄은 복수의 스러스트 램핑 스케줄로부터 선택된다.
예시적인 방법은, 항공기가 (이륙 직전·착륙 직후에) 천천히 이동할 때 측풍 속도를 측정하는 단계; 측정된 측풍 속도를 측풍 임계 범위와 비교하는 단계; 및 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위 내에 있을 때 측정된 측풍 속도에 기초하여 이륙 중에 부분적인 스러스트 램핑 스케줄을 활성화시키는 단계를 포함한다.
예시적인 유형(有形)의 컴퓨터 판독 가능 매체는, 실행될 때, 기계로 하여금, 측풍 속도를 측정하고; 측정된 측풍 속도를 측풍 임계 범위와 비교하며; 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위 내에 있을 때 측정된 측풍 속도에 기초하여 이륙 중에 부분적인 스러스트 램핑 스케줄을 활성화시키도록 하는 명령을 포함한다.
도 1은 본 발명의 교시에 따라 예시적인 스러스트 램핑 시스템으로 구현된 예시적인 항공기이다.
도 2는 도 1의 예시적인 스러스트 램핑 시스템의 예시적인 스러스트 램핑 컨트롤러의 블록도이다.
도 3a 및 도 3b는 도 1 및 도 2의 예시적인 스러스트 램핑 컨트롤러를 구현하기 위해 수행될 수 있는 예시적인 방법을 나타내는 플로우차트이다.
도 4는 도 1 및 도 2의 예시적인 스러스트 램핑 컨트롤러에 의해 사용될 수 있는 스러스트 램핑 스케줄을 나타내는 예시적인 그래프이다.
도 5는 도 3a 및 도 3b의 방법을 구현하기 위한 명령을 실행할 수 있는 예시적인 프로세서 플랫폼 및 도 1 및 도 2의 예시적인 스러스트 램핑 컨트롤러의 블록도이다.
항공기 엔진의 입구(inlet)에서의 불리한 공기 역학적 조건은 엔진의 성능에 영향을 미친다. 예를 들어, 이륙 조건 동안에는, 공기 흐름(airflow, 기류)이 엔진의 회전자 또는 팬을 향해 이동함에 따라, 측풍은 엔진의 입구를 통한 공기 흐름이 입구의 내부 표면을 따라 분리되도록 할 수 있다. 이러한 공기 흐름 분리는, 불리한 공기 역학적 조건에서는 회전자 또는 팬이 너무 빠르게 가속될 때 엔진 내의 팬 블레이드에 대해 열악한 공기 역학을 제공할 수 있다. 예를 들어, 불리한 공기 역학적 조건은 팬 블레이드를 마모 및/또는 손상시킬 수 있는 진동력을 팬 블레이드에 부여함으로써, 블레이드의 교체 또는 유지 보수를 증가시킨다. 따라서, 이륙 중의 측풍 조건으로 인해, 회전자 또는 팬 블레이드의 가속 속도가 엔진에 필요한 유지 보수 스케줄에 영향을 줄 수 있다. 증가된 유지 보수는 비용을 증가시키거나 및/또는 이용 가능한 선단(available fleet)으로부터 항공기를 제거한다.
이륙 중의 측풍 조건으로 인한 항공기 엔진의 손상을 줄이거나 방지하기 위해 엔진 동력 또는 스러스트가 (예를 들어, 사용 가능한 전체 동력보다 작게) 제한되거나 및/또는 항공기 속도(예를 들어, 항공기 엔진의 세로 축(longitudinal axis)에 평행한 공기 흐름의 순방향 속도)가 엔진의 입구에서의 불리한 공기 역학이 더 이상 발생하지 않을 때까지 회전자 또는 팬의 가속의 속도를 제어하기 위해 서서히 조정된다(예를 들어, 점진적으로 조정된다). 예를 들어, 엔진의 입구로의 공기 흐름(예를 들어, 공기 흐름의 상대적 속도)가 특정 속도에 도달하면(예를 들어, 항공기가 이륙에 적합한 상대 속도 임계값에 도달하면), 항공기 엔진의 입구에 직교하는 공기 흐름의 측풍은 항공기 엔진의 입구에 평행한 공기 흐름에 비해 무시할 만하다. 바꾸어 말하면, 항공기가 충분한 대기 속도를 생성할 때, 엔진의 세로 축에 평행한 입구로 흐르는 공기 흐름 벡터는 항공기 입구의 세로 축에 대해 비평행(예를 들어, 직교)의 측풍의 공기 흐름 벡터보다 현저히 크다. 따라서, 측풍의 영향은 무시해도 될 정도로 되며 항공기가 특정 속도에 도달하면 엔진 성능 및/또는 항공기 엔진의 유지 보수에 더 이상 영향을 미치지 않게 된다.
이륙 단계의 일부분에서의 불리한 측풍 조건으로 인한 엔진 마모를 줄이기 위해, 일부 예시적인 항공기는 엔진 스러스트 출력을 제한하기 위해 스러스트 램핑 시스템(thrust ramping system)을 이용한다. 예를 들어, 스러스트 램핑은 항공기가 상대적으로 낮은 지상 속도로 이동할 때 회전자 또는 팬의 가속의 속도를 제한한다. 예를 들어, 스러스트 램핑 시스템은, 측풍이 더 이상 공기 역학적 성능에 영향을 미치지 않는 임계 대기속도 값에 도달할 때까지 스러스트를 천천히 증가시킴으로써 전자 엔진 컨트롤러가 측풍 및 느린 지상 속도로 인한 팬 블레이드의 높은 응력 부하를 보상하도록 할 수 있다. 이러한 대기속도 임계값은 엔진(예를 들어, 나셀(nacelle)의 입구)의 성능 특성에 달려 있다.
그러나, 일부 스러스트 램핑 시스템은 측풍 조건이 스러스트 한계를 필요로 하는지 여부에 관계없이 모든 이륙에 대해 작동한다. 예를 들어, 스러스트 한계는 측풍 조건(예를 들어, 10노트 이하의 측풍)이 엔진 성능에 영향을 미치지 않을 때(예를 들어, 완전한 이용 가능한 스러스트(full available thrust)의 사용을 허용할 때)에 부과될 수 있다. 추가적으로, 일부 스러스트 램핑 시스템은 모든 측풍 조건에 동일한 스러스트 한계를 적용한다. 예를 들어, 일부 스러스트 한계 시스템은 측풍 조건이 12노트 또는 30노트일 때 동일한 스러스트 한계값을 부과할 수 있다.
이륙 중의 스러스트 램핑은 높은 측풍 조건에서 항공기 엔진의 스트레인(strain, 변형)을 줄이지만, 이륙 중에 스러스트를 제한하는 것은 이륙 속도와 항공기 중량에 영향을 미친다. 예를 들어, 무거운 항공기 중량은 이륙에 더 빠른 속도를 필요로 한다. 따라서, 이륙 중에 스러스트를 제한하는 것은 이륙 단계의 지속 시간 동안 부과된 스러스트 한계로 인해 적절한 이륙 속도에 도달하기 위해 추가적인 활주로 길이를 필요로 할 수 있다. 따라서, 스러스트 램핑 시스템은 필드 길이 페널티 및/또는 페이로드 페널티를 부과할 수 있다. 예를 들어, 스러스트 램핑 시스템은 14,000 피트의 활주로 고도에서 120 피트의 작은 필드 길이 패널티를 부과할 수 있다. 결과적으로, 스러스트 램핑 시스템을 갖춘 항공기는 더 긴 활주로를 필요로 할 수 있거나 및/또는 더 가벼운 부하(예를 들어, 최대 허용 가능 부하 미만의 부하)를 운반하기 위해 필요로 될 수 있다. 따라서, 일부 스러스트 램핑 시스템은 스러스트 한계 또는 이륙 중 램핑을 필요로 하지 않을 수 있는 측풍 조건 동안 부하를 제한함으로써 항공기가 보다 적은 효율로 작동하도록 할 수 있다.
본원에서 개시된 예시적인 방법 및 장치는, 이륙 조건(예를 들어, 측풍 조건)에 기초하여 스러스트 램핑을 선택적으로 활성화시킨다. 특히, 일부 스러스트 램핑 시스템과는 달리, 본 발명에서 개시된 예시적인 방법 및 장치는 천천히 이동하는 동안 결정한 측정된 측풍에 기초하여 스러스트 제어 또는 램핑을 이용한다. 예를 들어, 본 발명에서 개시된 예시적인 방법은 천천히 이동하는 동안(예를 들어, 항공기가 정지 조건에 있을 때) 측풍 속도를 측정하고 측정된 측풍 속도를 측풍 임계 범위와 비교하는 것을 포함한다. 일부 예에서, 본원에서 개시된 방법 및 장치는 측풍 속도가 측풍 임계값보다 클 때 스러스트 한계를 부과하거나 및/또는 스러스트 램핑을 제공한다. 따라서, 본 발명에서 개시된 예시적인 방법 및 장치는 측정된 측풍이 측풍 임계치보다 작을 때 스러스트 한계 및/또는 스러스트 램핑을 적용하지 않을 수 있다. 이와 같이, 항공기는 불리하지 않은 측풍 조건(예를 들어, 스러스트 램핑을 필요로 하지 않는 측풍 조건)으로 이륙하는 동안 완전한 이용 가능한 스러스트를 사용할 수 있다. 일부 그러한 경우에, 스러스트 램핑이 활성화되지 않을 때 항공기 이륙 성능이 실현될 수 있다. 예를 들어, 스러스트 램핑 없이, 항공기는 더 짧은 활주로 길이를 이용하여 이륙할 수 있거나 및/또는 더 무거운 페이로드(예를 들어 화물)로 이륙할 수 있다.
추가적으로, 본 발명에서 개시된 예시적인 방법 및 장치는 다른 측정된 측풍 조건에 대응하는 다수의 다른 스러스트 램핑 스케줄을 이용한다. 본 발명에서 개시된 예시적인 방법 및 장치는 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위 내에 있을 때 부분적인 스러스트 램핑(partial thrust ramping)을 이용하고, 측량된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 상한을 초과할 때 완전한 스러스트 램핑(full thrust ramping)을 이용한다.
일부 예에서, 부분적인 스러스트 램핑은 측정된 측풍 속도에 대해 확장되거나 최적화된 스러스트 램핑을 제공한다. 따라서, 부분적인 스러스트 램핑이 활성화되면, 측정된 측풍 속도에 기초하여 스러스트 램핑 스케줄이 결정된다. 예를 들어, 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위 내의 제1 값일 때 제1 스러스트 램핑 스케줄이 선택되고, 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위 내의 제2 값일 때 제2 스러스트 램핑 스케줄이 선택된다. 예를 들어, 제1의 측정된 측풍 속도에 기초하여 선택된 제1 스러스트 램핑 스케줄의 스러스트 출력 한계는 (예를 들어, 측풍 임계 범위의 상한에서) 제2의 측정된 측풍 속도에 기초하여 선택된 제2 스러스트 램핑 스케줄의 스러스트 출력 한계보다 낮을 수 있다. 예를 들어, 약 15노트의 측정된 측풍 속도와 관련된 스러스트 램핑 스케줄은 사용 가능한 엔진 스러스트의 약 80 %의 초기 스러스트 한계를 부과할 수 있고, 약 25노트의 측정된 측풍 속도와 관련된 스러스트 램핑 스케줄은 사용 가능한 엔진 스러스트의 약 50 %의 초기 스러스트 한계를 부과할 수 있다. 추가적으로, 일부 예에서는, 초기 스러스트 한계와 완전한 스러스트 이용 가능성 사이의 엔진 가속의 속도는 다른 스러스트 램핑 스케줄에 따라 달라진다. 예를 들어, 비교적 낮은 측풍 속도와 연관된 제1 스러스트 램핑 스케줄의 비율은 비교적 높은 측풍 속도와 연관된 제2 스러스트 램핑 스케줄의 비율보다 클 수 있다.
측정된 측풍 값이 측풍 임계 범위의 상한보다 클 때, 완전한 스러스트 램핑 스케줄이 선택된다. 예를 들어, 동일한 완전한 스러스트 램핑 스케줄이 측풍 임계 범위의 상한보다 큰 모든 측정된 측풍 속도에 적용된다. 따라서, 예를 들어 30노트보다 큰 모든 측풍 값에 대해, 완전한 스러스트 램핑 스케줄이 활성화된다. 스러스트 램핑은 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 하한보다 작을 때 비활성화된다. 따라서, 본 발명에서 개시된 예시적인 방법은, 스러스트 램핑이 비활성화 상태에 있을 때는 이륙 중에 스러스트 한계를 부과하지 않는다.
도 1은 본 발명의 교시에 따라 여기에서 스러스트 램핑 시스템(102)으로도 지칭되는 스러스트 제어 시스템(102)으로 구현된 예시적인 항공기(100)이다. 항공기(100)는 예시적인 항공기이며, 따라서 본 발명에서 개시된 예시적인 방법 및 장치는 이 발명의 범위를 벗어나지 않고 다른 항공기, 우주선 또는 차량으로 구현될 수도 있다. 도시된 예의 예시적인 항공기(100)는, 동체(108)로부터 연장되는 제1 날개(104) 및 제2 날개(106)를 갖는 상업용 항공기이다. 도시된 예의 항공기(100)는, 제1 날개(104)에 결합된 제1 엔진(110) 및 제2 날개(106)에 결합된 제2 엔진(112)을 포함한다. 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(112)의 스러스트 출력은 항공기(100)의 조종간(cockpit; 115)에 배치된 스러스트 레버(114)를 통해 명령된다. 예를 들어, 작동 중에, 스러스트 레버(thrust lever; 114)는 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(112)의 스러스트 출력을 명령하도록 조작된다.
스러스트 레버(114)에 의해 제공된 스러스트 명령 입력에 기초하여 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(112)의 작동(예를 들어, 스러스트 출력)을 제어하기 위해, 도시된 예의 엔진(110, 112)의 각각은 전자 엔진 컨트롤러(116)를 이용한다. 예를 들어, 전자 엔진 컨트롤러(116)는 스러스트 레버(114)를 통해 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(112)으로부터 명령되는 동력 또는 스러스트 출력의 양을 결정한다. 추가적으로, 도시된 예의 전자 엔진 컨트롤러(116)는 스러스트 레버(114)에 의해 설정된 원하는 스러스트를 달성하기 위해 작동 특성(들)(예를 들어, 항공기 속도, 받음각(angle of attack), 고도, 정적 및/또는 동적 공기 압력, 대기속도, 공기 밀도, 공기 온도, 공기 압력, 엔진 압력, 엔진 온도 등)을 결정하거나 수신한다. 예를 들어, 전자 엔진 컨트롤러(116)는 스러스트 레버(114)에 의해 제공된 스러스트 명령 입력에 대응하는 스러스트를 달성하기 위해 팬 속도를 계산한다. 전력 또는 스러스트 출력 요건 및/또는 작동 특성(들)에 기초하여, 전자 엔진 컨트롤러(116)는 (예를 들어, 연료 대 공기 비에 기초하여) 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(112)으로의 연료 흐름을 조절한다.
이륙 중에, 도시된 예의 항공기(100)는 소정의 측풍 조건(들)에서 스러스트 램핑을 선택적으로 활성화시킨다. 예를 들어, 도시된 예의 항공기(100)는, 항공기(100)의 지상 속도가 비교적 낮을 때는 엔진(110, 112)의 팬(예를 들어, 팬 블레이드)에 손상을 초래할 수 있는 불리한 측풍 조건에서 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(112)의 팬의 가속의 속도를 제한한다. 예를 들어, 비교적 낮은 지상 속도 동안, 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(112)의 입구(122)의 세로 축(120)에 직교하는 높은 측풍(118)은 입구(122)의 내부 표면을 따라 흐름 분리(flow separation)를 일으킬 수 있다. 이러한 흐름 분리는, 엔진(110, 112)의 가속의 속도가 너무 빠르게 증가하면 제1 엔진(110) 및/또는 제2 엔진(112)의 팬 블레이드에 손상을 줄 수 있는 난류를 일으킬 수 있다. 항공기(100)의 대기속도(124)가 (예를 들어, 세로 축(120)에 평행한 앞으로 향하는 방향으로) 증가함에 따라, 불리한 측풍 조건은 더 이상 입구(122)로의 공기 흐름의 패턴에 영향을 미치지 않는다.
제1 엔진(110) 및 제2 엔진(112)의 가속의 속도를 선택적으로 제한하기 위해, 도시된 예의 항공기(100)는 스러스트 램핑 시스템(102)을 이용한다. 보다 구체적으로는, 도시된 예의 예시적인 스러스트 램핑 시스템(102)은, 스러스트 램핑 시스템(102)이 특정 작동 조건을 검출할 때, 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(112)의 가속의 속도를 제어하기 위해 스러스트 출력 한계를 이용한다. 일부 예에서, 도시된 예의 스러스트 램핑 시스템(102)은 주문형 스러스트 램핑(on-demand thrust ramping)을 제공한다. 예를 들어, 도시된 예의 스러스트 램핑 시스템(102)은 항공기가 천천히 이동할 때(예를 들어, 이륙 전에) 측풍 속도를 측정함으로써 스러스트 램핑이 필요한지 여부를 결정한다. 예를 들어, 도시된 예의 스러스트 램핑 시스템(102)은 항공기(100)가 정지 상태일 때 측풍 속도(예를 들어, 초기 측풍 속도)를 측정한다. 예를 들어, 항공기(100)가 정지 상태에 있을 때, 항공기(100)의 지상 속도는 0이고 측정된 공기 흐름은 바람 속도(wind velocity, 풍속)와 동일하다. 바람 속도 벡터는 측풍(118)의 속도를 결정하기 위해 분석될 수 있다. 측풍 속도에 기초하여, 도시된 예의 스러스트 램핑 시스템(102)은 천천히 이동하는 동안 측정된 측풍 조건이 측풍 임계값보다 클 때(예를 들어, 12노트 이상일 때) 이륙 중의 스러스트 출력을 제한할 수 있다.
추가적으로, 이하에서 보다 상세하게 설명되는 바와 같이, 도시된 예의 예시적인 스러스트 램핑 시스템은 측정된 측풍 속도에 기초하여 다른 스러스트 출력 한계를 갖는 다른 스러스트 램핑 스케줄을 부과한다. 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(112)의 팬의 가속의 속도를 제어하기 위해 스러스트 램핑이 활성화될 때, 도시된 예의 스러스트 램핑 시스템은 이륙 중에 항공기(100)의 측정된 대기속도의 함수로서 스러스트 출력을 초기 스러스트 출력 한계로부터 완전한 이용 가능한 스러스트 출력으로 증가시킨다. 예를 들어, 도시된 예의 스러스트 램핑 시스템(102)은 이륙의 초기 부분 동안 스러스트 출력을 제한하고, 완전한 이용 가능한 스러스트 출력이 달성될 때까지 스러스트 출력을 점진적으로 증가시킨다. 스러스트 램핑 시스템(102)은 광섬유 케이블(126), 무선 시스템, 셀룰러 시스템 및/또는 임의의 다른 적합한 통신 시스템을 통해 전자 엔진 컨트롤러(116)에 통신 가능하게 결합될 수 있다. 일부 예에서, 스러스트 램핑 시스템(102)은 전자 엔진 컨트롤러(116)로 형성될 수 있다(예를 들어, 내장될 수 있다).
항공기(100)의 공기 흐름(예를 들어, 측풍 속도 등) 및/또는 대기속도와 연관된 공기 데이터를 검출 또는 측정하기 위해, 도시된 예의 예시적인 스러스트 램핑 시스템(102)은 광학 센서 시스템(130)(예를 들어, LIDAR 센서 시스템)을 사용한다. 예시된 예의 광학 센서 시스템(130)은 풍속과 같은 공기 데이터를 결정 또는 측정(예를 들어 계산)하기 위해 센서(132)로부터의 신호를 분석하는 스러스트 램핑 컨트롤러(134)(예를 들어, 센서 신호 처리 유닛)에 통신 가능하게 결합된 다수의 센서(132)를 포함한다. 바꾸어 말하면, 도시된 예의 광학 센서 시스템(130)은 항공기(100)의 측풍(118) 및 대기속도(124)(예를 들어, 공기 흐름에 비례한 항공기(100)의 속도)를 검출한다. 예를 들어, 항공기(100)가 이동하고 있지 않을 때(예를 들어, 지상 속도가 제로인 때)는, 센서(132)는 공기 흐름의 풍속을 측정한다. 항공기(100)가 지면에 대해 이동할 때, 센서(132)는 항공기(100)의 대기속도를 측정한다.
도시된 예에서, 센서(132)의 각각은 케이블(136)(예를 들어, 광섬유 케이블)을 통해 스러스트 램핑 컨트롤러(134)에 통신 가능하게 결합된다. 일부 예에서, 광학 센서 시스템(130)은 예를 들어 공기 압력, 고도, 공기 온도, 공기 밀도 및/또는 다른 동작 특성(들) 등과 같은 다른 공기 데이터 또는 동작 특성(들)을 측정 또는 결정하도록 사용될 수 있다. 일부 그러한 예에서는, 동작 특성(들)은 항공기(100)의 전자 엔진 컨트롤러(116) 및/또는 다른 컨트롤러 시스템(들)(예를 들어, 전자식 통합 엔진 제어장치(full authority digital electronic controller, FADEC))에 전달(통신)될 수 있다. 일부 예에서, 항공기(100)는 예를 들어 공기 압력, 고도, 공기 온도, 엔진 온도, 엔진 압력 등과 같은 동작 특성(들)을 전자 엔진 컨트롤러(116)에 제공하기 위해 다른 센서를 사용할 수 있다. 일부 예에서, 정보 또는 데이터(예를 들어, 기준 측풍값)는 항공기(100)의 조종간(115)에 배치된 입력/출력 인터페이스(138)(예를 들어, 디스플레이, 터치 스크린, 비쥬얼 인디케이터(visual indicator) 등)를 통해 스러스트 램핑 시스템(102) 및/또는 전자 엔진 컨트롤러(116)로 제공될 수 있다.
도시된 예의 센서(132)는 제1 센서(132a), 제2 센서(132b) 및 제3 센서(132c)를 포함한다. 보다 구체적으로는, 제1 센서(132a)는 항공기(100)의 제1 측면(140)(예를 들어, 오른쪽 측면)에 인접하여 배치되어 있고, 제2 센서(132b)는 제1 측면(140)에 대향하는 항공기(100)의 제2 측면(142)(예를 들어, 왼쪽 측면)에 인접하여 배치되어 있으며, 제3 센서(132c)는 항공기(100)의 노우즈(nose; 144)에 인접하여 배치되어 있다. 예를 들어, 제1 센서(132a)는 제1 엔진(110) 또는 항공기(100)의 제1 측면(140)에 인접한 공기 흐름의 공기 데이터(예를 들어, 풍속, 상대 속도 등)를 검출 또는 결정할 수 있고, 제2 센서(132b)는 제2 엔진(112) 또는 제2 측면(142)에 인접한 공기 흐름의 공기 데이터(예를 들어, 풍속, 상대 속도 등)를 검출 또는 결정할 수 있으며, 제3 센서(132c)는 항공기(100)의 노우즈(144)에 인접한 공기 흐름의 공기 데이터(예를 들어, 풍속, 상대 속도 등)를 검출 또는 결정할 수 있다. 이와 같이, 측풍(118)이 도 1의 배향(orientation)에 있어서 제1 엔진(110)을 향하여 제2 엔진(112)으로부터 한 방향으로 이동하는 경우, 동체(108)는 제1 센서(132a)가 측풍(118)을 정확하게 검출하는 것을 차단하거나 또는 방지할 수 있다. 일부 그러한 경우, 제2 센서(132b) 및/또는 제3 센서(132c)는 측풍(118)(예를 들어, 측풍 속도)을 검출할 수 있다. 일부 예에서, 제1 센서(132a)에 의해 제공된 정보는 공기 데이터 또는 동작 특성(들)을 검출하기 위해 제2 센서(132b) 및/또는 제3 센서(132c)에 의해 제공된 정보와 함께 사용될 수 있다. 예를 들어, 각각의 센서(132)에 의해 제공되는 공기 흐름 특성(들)은 항공기(100)에 대한 공기 흐름의 완전한 특성을 맵핑하거나 그래프로 나타내기 위해 사용될 수 있다. 도 1에 나타낸 예들은 복수의 센서(132)를 도시하지만, 여기에서 개시된 예시적인 광학 센서 시스템(130)은 단 하나의 센서, 두 개의 센서 또는 세 개 이상의 센서로 구현될 수도 있다.
도시된 예의 예시적인 센서(132)는 레이저 레이더 센서 또는 송수신기(예를 들어, LIDAR 센서)이다. 예를 들어, 도시된 예의 센서(132)의 각각은 레이저 송신기 및 수신기를 포함한다. 도시된 예의 센서(132)는 항공기(100)의 동체(108) 상에 장착(mount)될 수 있다. 일부 예에서, 센서(132)는 동체(108) 내부에 위치될 수 있고 항공기(100)의 윈도우를 통해 레이저 에너지를 방출하도록 위치될 수 있다. 일부 예에서, 센서(132)는 항공기(100)의 외부 표면(예를 들어, 날개의 공기 역학적 표면 및/또는 제1 엔진(110), 제2 엔진(112) 및/또는 노우즈(144))에 장착될 수 있다. 일부 예에서, 도시된 예의 센서(132)는, 센서(132)가 장착되는 외부 표면(예를 들어, 동체 및/또는 공기 역학적 표면)을 가로 질러 이동하는 공기 흐름(예를 들어, 공기 흐름의 패턴 또는 프로파일)과 간섭하지 않거나, 파괴하지 않거나, 수정하지 않거나, 및/또는 차단하지 않도록, 항공기(100)의 외부 표면(예를 들어, 공기 역학적 표면, 동체 등)에 대해 매입 장착(flush mount)될 수 있다. 일부 예에서, 하나 이상의 커버(예를 들어, 투명한 커버)가 레이저 송신기 및/또는 수신기 전면에 위치될 수 있다.
대기속도, 풍속, 측풍 및/또는 다른 공기 데이터 또는 특성(들)을 측정하기 위해, 광학 센서 시스템(130)은 공기 및/또는 공기 구름(air cloud; 예를 들어, 공기 입자, 공기 분자, 액체 방울 등)의 체적을 특징짓거나 분석한다. 공기 체적 또는 공기 구름을 특징짓거나 분석하기 위해, 예시적인 센서(132)는 예를 들어 송신기로부터 레이저 빔 또는 레이저 에너지(예를 들어, 방사선, 하나 이상의 파장 등)를 발생시키거나 방출한다. 예를 들어, 3차원 공기 흐름 속도 벡터(예를 들어, 풍속 벡터)를 측정하기 위해, 각각의 센서(132)(예를 들어, 센서의 송신기)는 송신기 및/또는 동체(108)에 대해 서로 다른 미리 정의된 각도에서 3개의 다른 속도 벡터를 측정하도록 (예를 들어, 센서 및/또는 동체에 직교하는) 3개의 레이저 빔(150)을 방출한다. 일부 예에서, (예를 들어, 연속적 또는 펄스적으로) 대기로 전달되는 레이저 에너지는 (예를 들어, 공기 입자, 공기 분자 등과의 충돌로 인해) 공기 구름에 의해 후방 산란되어 반사되고 후방 산란된 레이저 에너지는 센서(132)의 수신기에 의해 수신된다. 도 2와 관련하여 이하에서 보다 상세하게 설명되는 바와 같이, 예시된 예의 스러스트 램핑 컨트롤러(134)는 공기 흐름 속도를 측정하기 위한 전자 신호를 발생시키기 위해 후방 산란된 레이저 에너지를 변환 또는 조절한다.
도 2는 도 1의 예시적인 스러스트 램핑 컨트롤러(134)의 블록도이다. 도시된 예의 예시적인 스러스트 램핑 컨트롤러(134)는 예시적인 레이저 레인징 유닛(laser ranging unit; 202), 예시적인 스러스트 램핑 매니저(thrust ramping manager; 204), 예시적인 데이터 스토어(data store; 206)(예를 들어, 메모리) 및 예시적인 경보 컨트롤러(alarm controller; 208)를 포함한다.
도시된 예의 예시적인 레이저 레인징 유닛(202)은, 예를 들어 측풍 및 대기속도와 같은 공기 흐름 데이터 및/또는 동작 특성(들)을 결정하기 위해 도 1의 센서(132)로부터의 신호를 분석한다. 도시된 예의 레이저 레인징 유닛(202)은 도 1의 센서(132)의 수신기로부터 신호(예를 들어, 후방 산란된 레이저 에너지)를 수신하는 예시적인 신호 프로세서(210)를 포함한다. 예를 들어, 센서(132)에 의해 신호 프로세서(210)로 제공된 신호는 후방 산란된 레이저 에너지에 의해 제공된 정보에 관한 데이터(예를 들어, 미가공 데이터(raw datw))일 수 있다. 예시적인 신호 프로세서(210)는 그러한 정보를 동작 특성(들) 및/또는 공기 흐름의 파라미터들을 결정하는데 사용될 수 있는 컴퓨터 처리 가능한 전자 신호들로 변환한다. 예를 들어, 신호 프로세서(210)는, 예를 들어 센서(132)로부터의 데이터를 전자 신호(예를 들어, 디지털 전자 신호)로 변환하기 위해 아날로그/디지털(analog to digital, A/D) 변환기 및/또는 광학 트랜스듀서를 포함할 수 있다.
변환되거나 조절된 후방 산란 레이저 에너지(예를 들어, 전자 신호)는 그 후 공기 데이터(예를 들어, 풍속)를 측정하기 위해 처리되거나 분석된다. 공기 흐름의 속도를 측정하기 위해, 도시된 예의 레이저 레인징 유닛(202)은 공기 흐름 속도 결정부(airflow velocity determiner; 212)를 포함한다. 공기 흐름 속도 결정부(212)는 신호 프로세서(210)로부터 전자 신호를 수신하고, 예를 들어 주파수 시프트 분석으로부터 공기 흐름 또는 풍속을 결정하기 위한 도플러 속도 방정식을 적용한 알고리즘을 이용하여 항공기(100)에 대한 공기 흐름의 속도를 결정하기 위해 전자 신호를 처리한다. 예를 들어, 예시적인 신호 프로세서(210)는 공기 흐름의 속도를 측정하기 위해 송신 광과 수신 광 사이의 도플러 시프트의 양을 검출한다. 일부 예에서, 후방 산란된 레이저 에너지는 공기 온도, 공기 압력, 공기 밀도 및/또는 다른 공기 데이터 또는 특성(들)을 결정 또는 측정하도록 처리될 수 있다.
항공기(100)의 대기속도를 결정 또는 측정하기 위해, 도시된 예의 레이저 레인징 유닛(202)은 대기속도 결정부(airspeed determiner; 214)를 포함한다. 마찬가지로, 측풍을 결정하거나 측정하기 위해, 레이저 레인징 유닛은 측풍 결정부(crosswind determiner; 216)를 포함한다. 대기속도 결정부(214) 및 측풍 결정부(216)는 공기 흐름 속도 결정부(212)에 의해 제공된 공기 흐름 속도 벡터를 분석한다. 예를 들어, 대기속도 결정부(214)는 엔진(110 및/또는 112)의 세로 축(120)에 대해 평행한 공기 흐름 속도 결정부(212)에 의해 제공된 공기 흐름 속도 벡터로부터 항공기(100)의 대기속도를 결정 또는 계산한다. 일부 예에서, 대기속도 결정부(214)는 센서(132)의 레이저 빔(150)의 분리의 각도(예를 들어, 센서(132)의 송신기 및/또는 동체(108)에 대한 각각의 레이저 빔(150)의 각도)에 기초하여 대기속도를 계산 또는 산출한다. 예를 들어, 공기 흐름 속도 결정부(212)는 항공기(100)가 지면에 대해 이동할 때 지상 속도 및 바람 특성(예를 들어, 순풍, 역풍, 상승 공기 흐름, 하강 공기 흐름 등)을 고려하여 대기속도를 결정한다.
유사하게, 측풍 결정부(216)는 공기 흐름 속도 결정부(212)에 의해 제공된 공기 흐름 속도 벡터로부터 측풍(엔진(110 및 112)의 세로 축(120)에 직교하는 측풍)의 값을 결정 또는 계산한다. 예를 들어, 항공기(100)가 정지 상태에 있을 때의 공기 흐름 속도를 공기 흐름 속도 결정부(212)가 측정하는 경우, 공기 흐름 속도는 풍속과 동일하다. 일부 예에서, 스러스트 램핑 컨트롤러(134)는 항공기(100)가 천천히 이동하거나 정지하고 있음을 (예를 들어, 항공기(100)의 랜딩 기어의 지상 속도 센서로부터) 결정한다. 일부 예에서, 센서(132) 및/또는 레이저 빔(150)의 각도에 기초하여, 측풍 결정부(216)는 측풍 속도를 결정하기 위해 측정된 공기 흐름 속도(예를 들어, 항공기(100)가 정지 상태에 있을 때 측정됨)의 직교 벡터 성분을 결정한다. 대기속도 결정부(214) 및 측풍 결정부(216)는 대기속도 및 측풍 속도를 스러스트 램핑 매니저(204)에 전달(통신)한다.
스러스트 램핑 매니저(204)는 레이저 레인징 유닛(202)으로부터 대기속도 및/또는 측풍 속도를 수신한다. 이 수신된 정보에 기초하여, 스러스트 램핑 매니저(204)는 (예를 들어, 스러스트 출력 한계를 부과하는) 스러스트 램핑(thrust ramping)을 활성화시킬 것인지 또는 (예를 들어, 스러스트 출력 한계를 제거하는) 스러스트 램핑을 비활성화시킬 것인지를 결정한다. 예를 들어, 스러스트 램핑 매니저(204)는 항공기(100)가 천천히 이동 중이고 이륙 전(예를 들어, 항공기(100)가 제로와 같은 지상 속도를 가질 때)에는 스러스트 램핑을 활성화시킬 것인지 여부를 결정한다. 스러스트 램핑 매니저(204)가 스러스트 램핑을 활성화시키면, 도시된 예의 스러스트 램핑 매니저(204)는 스러스트 출력 한계를 전자 엔진 컨트롤러(116)에 전달(통신)한다. 전자 엔진 컨트롤러(116)는 엔진(110 및 112)의 출력 스러스트가 스러스트 램핑 매니저(204)에 의해 결정된 스러스트 출력 한계를 초과하는 것을 방지한다. 이러한 예들에서, 전자 엔진 컨트롤러(116)는 스러스트 출력 한계를 초과하는 스러스트 레버(114)로부터의 스러스트 명령 입력을 감소시킨다. 예를 들어, 전자 엔진 컨트롤러(116)는 스러스트 레버(114)로부터의 스러스트 명령 입력이 스러스트 램핑 매니저(204)에 의해 제공된 스러스트 출력 한계보다 클 때 엔진(110 및 112)의 출력을 스러스트 램핑 매니저(204)에 의해 제공되는 스러스트 출력 한계로 설정한다.
스러스트 램핑 매니저(204)가 스러스트 램핑이 필요치 않다고 결정하면, 스러스트 램핑 매니저(204)는 스러스트 램핑을 비활성화시킨다. 스러스트 램핑이 비활성화될 때, 스러스트 출력 한계는 스러스트 램핑 매니저(204)에 의해 엔진(110 및 112)에 부과되지 않는다. 이러한 예에서, 전자 엔진 컨트롤러(116)는 스러스트 레버(114)로부터의 스러스트 명령 입력 및/또는 동작 조건(들)에 기초하여 엔진(110 및 112)의 출력 스러스트를 제어한다.
스러스트 램핑을 부과할 것인지 여부를 결정하기 위해, 예시적인 스러스트 램핑 매니저(204)는 측풍 결정부(216)에 의해 제공되는 측정된 측풍 속도를 수신하는 스러스트 한계 결정부(thrust limit determiner; 218)를 포함한다. 스러스트 램핑이 필요한지 여부를 결정하기 위해, 스러스트 한계 결정부(218)는 비교기(220)를 통해 측정된 측풍 속도를 측풍 임계 범위와 비교한다. 측풍 임계 범위는 (예를 들어, 룩업 테이블(look-up table)을 통해) 데이터 스토어(data store; 206)에 저장될 수 있다. 측풍 임계 범위는 항공기 엔진의 성능 특성(들)에 기초하여 달라질 수 있다. 예를 들어, 항공기 엔진의 나셀의 입구의 공기 역학적 특성은 다른 나셀의 입구의 공기 역학적 특성보다 큰 측풍 속도에서의 흐름 분리를 방지하도록 구성될 수 있다. 일부 그러한 예들에서, 엔진은 제1 엔진과 다른 제2 엔진의 측풍 임계 범위와 다를 수 있는 제1 측풍 임계 범위를 가질 수 있다. 따라서, 측풍 임계 범위는 항공기 엔진의 다른 타입에 대해 다르게 될 수 있다. 예를 들어, 측풍 임계 범위는 특정 엔진의 테스트 중에 실험실에서 결정된 소정의 룩업 테이블에 의해 제공될 수 있다.
측풍 속도와 측풍 임계 범위 사이의 비교에 기초하여, 스러스트 한계 결정부(218)는 스러스트 램핑 및/또는 완전한 스러스트 램핑 또는 부분적인 스러스트 램핑이 필요한지 여부를 결정한다. 도시된 예에서, 스러스트 한계 결정부(218)는 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위 내에 있을 때 부분적인 스러스트 램핑을 활성화시키고, 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 상한보다 클 때 완전한 스러스트 램핑을 활성화시킨다. 일반적으로, 완전한 스러스트 램핑 스케줄은 부분적인 스러스트 램핑 스케줄에 비해 느린 속도로 완전한 스러스트 출력으로 엔진(110 및 112)의 가속을 증가시킬 수 있다.
추가적으로, 부분적인 스러스트 램핑이 활성화될 때, 도시된 예의 스러스트 한계 결정부(218)는 측풍 결정부(216)에 의해 제공되는 측정된 측풍 속도에 대응하는 스러스트 램핑 스케줄을 선택한다. 예를 들어, 데이터 스토어(206)는 복수의 측풍 조건에 대응하는 복수의 스러스트 램핑 스케줄을 저장할 수 있다. 따라서, 도시된 예의 예시적인 스러스트 램핑 매니저(204)는 측풍 임계 범위 내에 있는 다른 측풍 속도에 대해 다른 스러스트 램핑 및/또는 다른 스러스트 출력 한계를 적용 또는 부과한다. 예를 들어, 제1의 부분적인 스러스트 램핑 스케줄은, 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 상한에 근접하는 측풍 속도에 비해 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 하한에 더 근접할 때 더 큰 엔진 가속 속도를 허용할 수 있다. 바꾸어 말하면, 도시된 예의 부분적인 스러스트 램핑은 측풍 결정부(216)에 의해 결정되는 측정된 측풍 조건에 의존하는 슬라이딩 규모 스러스트 램핑 스케줄을 제공한다. 따라서, 측풍 임계 범위에서 상대적으로 낮은 측풍 속도에 대해, 도시된 예의 스러스트 램핑 관리부(204)는 측풍 임계 범위에서 상대적으로 높은 측풍 속도에 대해 부과된 스러스트 램핑에 비해 이륙 단계의 더 짧은 지속 기간(예를 들어, 더 작은 활주로 길이)에 대해 스러스트 램핑을 부과한다. 일부 예에서, 복수의 스러스트 램핑 스케줄은 엔진 성능 특성에 기초하여 결정될 수 있고 다른 엔진들 사이에서 변동될 수 있다.
완전한 스러스트 램핑 또는 부분적인 스러스트 램핑의 어느 하나가 활성화되면, 도시된 예의 스러스트 램핑 매니저(204)는 항공기(100)의 대기속도의 함수로서 엔진(110 및 112)의 허용 가능한 스러스트 출력을 증가시킨다(예를 들어, 가속의 속도를 제한한다). 스러스트 램핑 매니저(204)가 대기속도의 함수로서 엔진(110 및 112)에 대한 스러스트 한계를 감소시키는 속도는 (예를 들어, 룩업 테이블을 통해) 데이터 스토어(206)로부터 검색한 선택된 스러스트 램핑 스케줄로부터 결정될 수 있다.
측풍 속도에 기초한 선택된 스러스트 램핑 스케줄은 대기속도가 증가함에 따라 스러스트 출력 한계에 대한 조정(예를 들어, 감소)을 포함할 수 있다. 예를 들어, 도시된 예의 스러스트 램핑 매니저(204)는, 엔진 전력의 제한(예를 들어, 스러스트 한계)을 대기속도가 제로일 때 부과된 초기 스러스트 한계로부터 대기속도가 측풍으로 인한 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(112)의 입구(122)에서의 불리한 공기 역학이 더 이상 발생하지 않도록 할 때의 완전한 이용 가능한 스러스트(예를 들어, 제로 스러스트 한계)로 점진적으로 감소시킨다. 바꾸어 말하면, 도시된 예의 스러스트 램핑 매니저(204)는, 항공기(100)가 천천히 이동하는 위치(예를 들어, 제로의 지상 속도를 갖는 정지 위치)로부터 이륙(예를 들어, 이륙 속도가 이륙에 충분할 때)으로 이동함에 따라 항공기(100)의 대기속도에 기초하여 스러스트 출력 한계를 점진적으로 조정한다(예를 들어, 감소시킨다). 대기속도의 함수로서의 스러스트 감소의 비율은, 선형으로, 지수함수적으로, 연속적으로, 점진적으로, 계단모양으로 될 수 있거나, 및/또는 어떤 다른 패턴을 가질 수 있다. 게다가, 속도의 함수로서의 스러스트 감소의 비율은 선택된 스러스트 램핑 스케줄에 따라 달라질 수 있다. 예를 들어, 스러스트 감소의 비율은 측풍 임계 범위의 상한에 더 가까운 측풍 속도와 관련된 스러스트 램핑 스케줄의 스러스트 감소의 비율에 비해 측풍 임계 범위의 하한에 더 가까운 측풍 속도와 관련된 스러스트 램핑 스케줄에 대해 더 클 수 있다.
일부 예에서, 도시된 예의 스러스트 한계 결정부(218)는 입/출력 인터페이스(138)에 의해 제공된 측풍 기준 입력과 측풍 결정부(216)에 의해 제공된 측풍 속도를 비교한다. 스러스트 램핑 매니저(204)는, 측풍 기준 입력이 측풍 결정부(216)에 의해 제공되는 측정된 측풍 속도보다 작을 때 조종간(115)에서 경보를 개시시키도록 경보 컨트롤러(208)에 명령한다. 일부 예에서, 경보 컨트롤러(208)에 의해 개시된 경고는 조종사에게 항공기(100)의 페이로드를 재평가하도록 경고한다.
도시된 예의 예시적인 스러스트 램핑 시스템(102) 및/또는 스러스트 램핑 컨트롤러(134)는, 측풍 조건이 스러스트 램핑을 필요로 하지 않을 때 항공기가 더 많은 페이로드를 가지도록 하는 것을 가능하게 한다. 예를 들어, 항공기(100)의 최대 페이로드는 기준 측풍 값, 활주로 길이, 공기 압력, 공기 온도, 고도 등의 고려를 포함하는 이륙 최적화에 기초하여 결정된다. 예를 들어, 항공기를 로딩하기 전에, 교통 관제 타워는 입/출력 인터페이스(138)를 통해 기준 측풍을 입력하는 조종사에게 기준 측풍 값을 제공한다. 위에서 언급한 기준 측풍 및 기타 매개 변수에 기초하여, 조종사는 항공사 및/또는 정부 기관 안전 표준에 따라 이륙 최적화를 위한 최대 부하를 결정한다. 일부 예에서는, 기준 측풍 값이 항공기(100)와 연관된 측풍 임계 범위의 하한보다 작은 경우, 도시된 예의 항공기(100)는 알려진 스러스트 램핑 시스템과 관련된 활주로 패널티를 고려하지 않는 중량(weight)으로 로드(load)될 수 있다. 그러나, 알려진 스러스트 램핑 시스템으로 구현된 기타 항공기는 이륙 최적화를 결정할 때 항공기의 최대 허용 가능한 페이로드를 줄이는 스러스트 램핑 인자의 포함을 필요로 한다. 추가적으로, 도시된 예의 예시적인 스러스트 램핑 시스템(102) 및/또는 스러스트 램핑 컨트롤러(134)는 특정의 측풍 조건 동안 부분적인 스러스트 램핑을 활성화시킴으로써 이륙 최적화 성능을 향상시킨다. 이와 같이, 소규모의 활주로 및/또는 중량 패널티가 항공기(100)에 의해 초래될 수 있다.
도 1의 예시적인 스러스트 램핑 컨트롤러(134)를 구현하는 예시적인 방법이 도 2에 도시되어 있지만, 도 2에 도시된 하나 이상의 요소, 프로세스 및/또는 장치는 결합, 분할, 재배치, 생략, 제거 및/또는 다른 방식으로 구현될 수 있다. 더욱이, 예시적인 레이저 레인징 유닛(210), 예시적인 스러스트 램핑 매니저(204), 예시적인 데이터 스토어(206), 예시적인 경보 컨트롤러(208), 예시적인 신호 프로세서(210), 예시적인 공기 흐름 속도 결정부(212), 예시적인 대기속도 결정부(214), 예시적인 측풍 결정부(216), 예시적인 스러스트 한계 결정부(218), 예시적인 비교기(220) 및/또는, 보다 일반적으로는 도 2의 예시적인 스러스트 램핑 컨트롤러(134)는, 하드웨어, 소프트웨어, 펌웨어 및/또는 하드웨어, 소프트웨어 및/또는 펌웨어의 임의의 조합에 의해 구현될 수 있다. 따라서, 예를 들어, 예시적인 레이저 레인징 유닛(210), 예시적인 스러스트 램핑 매니저(204), 예시적인 데이터 스토어(206), 예시적인 경보 컨트롤러(208), 예시적인 신호 프로세서(210), 예시적인 공기 흐름 속도 결정부(212), 예시적인 대기속도 결정부(214), 예시적인 측풍 결정부(216), 예시적인 스러스트 한계 결정부(218), 예시적인 비교기(220) 및/또는, 보다 일반적으로는 도 2의 예시적인 스러스트 램핑 컨트롤러(134)는 하나 이상의 아날로그 또는 디지탈 회로(들), 논리 회로, 프로그램 가능한 프로세서, 응용 주문형 집적 회로(application specific integrated circuit, ASIC), 프로그램 가능한 논리 장치(programmable logic device, PLD) 및/또는 필드 프로그램 가능한 논리 장치(field programmable logic device, FPLD)에 의해 구현될 수 있다. 순전한 소프트웨어 및/또는 펌웨어 구현을 커버하기 위해 이 특허의 장치 또는 시스템 청구항 중 임의의 것을 읽을 때, 예시적인 레이저 레인징 유닛(210), 예시적인 스러스트 램핑 매니저(204), 예시적인 데이터 스토어(206), 예시적인 경보 컨트롤러(208), 예시적인 신호 프로세서(210), 예시적인 공기 흐름 속도 결정부(212), 예시적인 대기속도 결정부(214), 예시적인 측풍 결정부(216), 예시적인 스러스트 한계 결정부(218), 예시적인 비교기(220) 중 적어도 하나는, 소프트웨어 및/또는 펌웨어를 저장하는 메모리, 디지털 다목적(다기능) 디스크(digital versatile disk, DVD), 컴팩트 디스크(compact disk, CD), 블루레이 디스크(Blu-ray disk) 등과 같은 유형의 컴퓨터 판독 가능한 저장 장치 또는 저장 디스크를 포함하도록 명시적으로 정의될 수 있다. 또한, 도 1의 예시적인 스러스트 램핑 컨트롤러(134)는 도 2에 도시된 것 이외에 또는 그 대신에 하나 이상의 요소, 프로세스 및/또는 장치를 포함할 수 있거나, 및/또는 도시된 요소들, 프로세스들 및 장치들 중 임의의 것 중의 하나 이상 또는 그것들 전부를 포함할 수 있다.
도 1 및 도 2의 스러스트 램핑 컨트롤러(134)를 구현하기 위한 예시적인 방법(300)을 나타내는 플로우차트가 도 3a 및 도 3b에 나타내어져 있다. 이 예에서, 본 방법은 도 5와 관련하여 후술되는 예시적인 프로세서 플랫폼(500)에 나타낸 프로세서(512)와 같은 프로세서에 의해 실행되는 프로그램을 포함하는 머신 판독 가능한 명령(machine readable instruction)을 이용하여 구현될 수 있다. 이 프로그램은 CD-ROM, 플로피 디스크, 하드 드라이브, DVD(digital versatile disk), 블루레이 디스크, 또는 프로세서(512)와 관련된 메모리 등과 같은 유형의 컴퓨터 판독 가능한 저장 매체에 저장된 소프트웨어 내에 내장될 수 있지만, 그 완전한 프로그램 및/또는 일부는 대안적으로 프로세서(512) 이외의 장치에 의해 실행될 수 있거나 및/또는 펌웨어 또는 전용의 하드웨어로 구현될 수 있다. 더욱이, 예시적인 프로그램이 도 3a 및 도 3b에 도시된 플로우차트를 참조하여 설명되고 있지만, 예시적인 스러스트 램핑 컨트롤러(134)를 구현하는 많은 다른 방법이 대안적으로 사용될 수도 있다. 예를 들어, 블록들의 실행 순서는 변경될 수 있거나 및/또는 설명된 블록들 중 일부는 변경, 제거 또는 결합될 수 있다.
상술한 바와 같이, 도 3a 및 도 3b의 예시적인 프로세스는 하드 디스크 드라이브, 플래시 메모리, 판독 전용 메모리(read-only memory, ROM), 콤팩트 디스크(compact disk, CD), 디지털 다목적(다기능) 디스크(digital versatile disk, DVD), 캐시, 랜덤 액세스 메모리(random-access memory, RAM) 및/또는 정보가 임의의 지속 시간 동안(예를 들어, 연장된 시간 주기 동안, 영구적으로, 잠시 동안, 일시적으로 버퍼링하는 동안 및/또는 정보를 캐싱하는 동안) 저장되는 임의의 다른 저장 장치 또는 저장 디스크 등과 같은 유형의 컴퓨터 판독 가능한 저장 매체에 저장한 코드화된 명령(예를 들어, 컴퓨터 및/또는 머신 판독 가능한 명령)을 이용하여 구현될 수 있다. 본 발명에서 사용된 바와 같이, 유형의 컴퓨터 판독 가능한 저장 매체라는 용어는 임의의 타입의 컴퓨터 판독 가능한 저장 장치 및/또는 저장 디스크를 포함하고 전파하는 신호를 배제하며 전송 매체를 배제하도록 명시적으로 정의된다. 본 발명에서 사용된 바와 같이, "유형의 컴퓨터 판독 가능한 저장 매체" 및 "유형의 머신 판독 가능한 저장 매체"는 상호 교환적으로 사용된다. 추가적으로 또는 대안적으로, 도 3a 및 도 3b의 예시적인 프로세스는 하드 디스크 드라이브, 플래시 메모리, 판독 전용 메모리, 콤팩트 디스크, 디지털 다목적(다기능) 디스크, 캐시, 랜덤 액세스 메모리 및/또는 정보가 임의의 지속 시간 동안(예를 들어, 연장된 시간 주기 동안, 영구적으로, 잠시 동안, 일시적으로 버퍼링하는 동안 및/또는 정보를 캐싱하는 동안) 저장되는 임의의 다른 저장 장치 또는 저장 디스크 등과 같은 유형의 컴퓨터 및/또는 머신 판독 가능한 저장 매체에 저장한 코드화된 명령(예를 들어, 컴퓨터 및/또는 머신 판독 가능한 명령)을 이용하여 구현될 수 있다. 여기에서 사용된 바와 같이, 비일시적 컴퓨터 판독 가능 매체라는 용어는 임의의 유형의 컴퓨터 판독 가능한 저장 장치 및/또는 저장 디스크를 포함하고 전파하는 신호를 배제하며 전송 매체를 배제하도록 명시적으로 정의된다. 본 발명에서 사용된 바와 같이, "적어도(at least)"라는 문구가 청구범위의 전문(preamble)에서 전이 용어로서 사용되는 경우, 이것은 "구비(포함)하는"이라는 용어가 제한을 두지 않는 것과 동일한 방식으로 제한을 두지 않는다.
도 3a 및 도 3b의 방법(300)은, 스러스트 램핑 매니저(204)가 기준 측풍 속도를 수신할 때(블록 302) 블록 302에서 시작한다. 예를 들어, 도시된 예의 스러스트 램핑 매니저(204)는 조종간(115)의 입/출력 인터페이스(138)로부터 기준 측풍 속도를 수신한다. 일부 예에서, 조종사는 교통 관리 타워로부터 기준 측풍 속도(예를 들어, 15노트)를 수신한다. 상기 스러스트 램핑 매니저(204)는 데이터 스토어(206)에 기준 측풍을 저장할 수 있다. 조종사는 타워에 의해 제공되는 기준 측풍 속도로 인한 활주로 길이 및 엔진 스러스트 이용 가능성에 기초하여 항공기(100)를 로드할 수 있다. 일부 예에서, 조종사는 기준 측풍 속도에 측풍 버퍼 값(예를 들어, 5노트)을 더할 수 있다.
스러스트 램핑 컨트롤러(134)는 측풍 속도를 측정한다(블록 304). 예를 들어, 도시된 예의 스러스트 램핑 시스템(102)은 항공기(100)가 천천히 이동할 때(예를 들어, 정지 상태일 때)의 측풍 속도를 측정한다. 측풍 결정부(216)는 공기 흐름 속도 결정부(212)에 의해 제공된 공기 흐름 속도 벡터에 기초하여 측풍 속도를 측정하고 측정된 측풍 속도를 스러스트 램핑 매니저(204)에 전달(통신)한다.
다음으로, 스러스트 램핑 매니저(204)는 기준 측풍 속도와 측정된 측풍 속도를 비교한다(블록 306). 그 다음에, 스러스트 램핑 매니저(204)는 기준 측풍 속도가 측정된 측풍 속도보다 작은지 여부를 판단한다(블록 308). 블록 308에서 기준 측풍 속도가 측정된 측풍 속도보다 작은 경우, 스러스트 램핑 매니저(204)는 경보 컨트롤러(208)가 게이트 경고로의 복귀를 개시하도록 한다(블록 310). 예를 들어, 경보 컨트롤러(208)는 입/출력 인터페이스(138)(예를 들어, 가청 경보, 비주얼 인디케이터 등)를 통해 조종간(115)에서 경보를 개시하도록 할 수 있다. 예를 들어, 천천히 이동하는 동안, 스러스트 램핑 시스템(102)은 15노트의 기준 측풍 속도보다 큰 18노트의 측풍 속도를 측정하면, 페이로드를 감소시키기 위한 게이트로 복귀하도록 파일럿(pilot)이 경고된다.
블록 308에서 기준 측풍 속도가 측정된 측풍 속도보다 작은 경우, 스러스트 한계 결정부(218)는 측정된 측풍 속도를 측풍 임계 범위와 비교한다(블록 312). 예를 들어, 스러스트 한계 결정부(218)는 데이터 스토어(206)로부터 측풍 임계 범위를 결정/검색할 수 있다. 예를 들어, 측풍 임계 범위는 약 12노트(예를 들어, 하한)와 25노트(예를 들어, 상한) 사이에 있을 수 있다.
스러스트 한계 결정부(218)는, 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 하한보다 큰지 여부를 판단한다(블록 314). 블록 314에서 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 하한보다 크지 않다고 스러스트 한계 결정부(218)가 판단하면, 스러스트 한계 결정부(218)는 스러스트 램핑을 비활성화시킨다(블록 316). 예를 들어, 측정된 측풍 속도가 12노트보다 작으면, 스러스트 램핑 매니저(204)는 스러스트 램핑을 비활성화시킨다.
블록 314에서 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 하한보다 크다고 스러스트 한계 결정부(218)가 판단하면, 스러스트 한계 결정부(218)는 스러스트 램핑을 활성화시킨다(블록 318). 스러스트 램핑이 활성화되면, 스러스트 한계 결정부( 218)는 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 상한보다 큰지 여부를 판단한다(블록 320). 블록 320에서 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 상한보다 큰 경우는, 스러스트 램핑 매니저(204)는 완전한 스러스트 램핑 스케줄을 선택하거나 활성화시킨다(블록 322). 블록 320에서 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 상한보다 크지 않은 경우는, 스러스트 램핑 매니저(204)는 부분적인 스러스트 램핑 스케줄을 선택하거나 활성화시킨다(블록 324). 예를 들어, 스러스트 램핑 매니저(204)는 측정된 측풍 속도와 연관된 부분적인 스러스트 램핑 스케줄을 선택한다.
그 다음에, 대기속도 결정부(214)는 항공기(100)의 대기속도를 측정한다(블록 326). 예를 들어, 대기속도 결정부(214)는 대기속도를 스러스트 램핑 매니저(204)에 전달(통신)한다. 스러스트 한계 결정부(218)는 선택된 스러스트 램핑 스케줄이 측정된 대기속도에서의 스러스트 출력 한계를 필요로 하는지 여부를 판단한다(블록 328). 블록 328에서 선택된 스러스트 램핑 스케줄이 측정된 대기속도와 관련된 스러스트 출력 한계를 필요로 하지 않는다고 스러스트 한계 결정부(218)가 판단한 경우는, 스러스트 램핑 매니저(204)는 선택된 스러스트 램핑 스케줄을 비활성화시키고 프로세스는 종료된다. 일부 그러한 예에서, 스러스트 램핑이 비활성화될 때, 전자 엔진 컨트롤러(116)는 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(112)의 스러스트 출력을 스러스트 레버(114)로부터의 스러스트 명령 입력으로 설정한다.
블록 328에서 선택된 스러스트 램핑 스케줄이 스러스트 출력 한계를 필요로 한다고 판단한 경우는, 스러스트 한계 결정부(218)는 선택된 스러스트 램핑 스케줄로부터 측정된 대기속도에 대응하는 스러스트 출력 한계를 결정한다(블록 330). 예를 들어, 스러스트 한계 결정부(218)는 선택된 스러스트 램핑 스케줄과 관련된 룩업 테이블로부터 측정된 대기속도에 대응하는 스러스트 출력 한계를 검색한다. 스러스트 램핑 매니저(204)는 스러스트 출력 한계를 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(112)의 최대 허용 가능한 스러스트 출력으로 설정한다(블록 332). 예를 들어, 방법(300)은 그 다음에 블록 326으로 되돌아가 블록 328에서 측정된 대기속도가 스러스트 출력 한계를 필요로 하지 않을 때까지 선택된 스러스트 램핑 스케줄에 기초하여 대기속도가 변화(예를 들어, 증가)함에 따라 스러스트 출력 한계를 조정하는 것을 계속한다. 예를 들어, 측정된 대기 속도가, 측풍이 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(112)의 성능 특성에 더 이상 영향을 미치지 않도록 할 때 스러스트 출력 한계가 필요하지 않게 된다.
도 4는 도 1 및 도 2의 예시적인 스러스트 램핑 컨트롤러(134)를 구현하기 위해 사용될 수 있는 예시적인 스러스트 램핑 스케줄을 나타내는 예시적인 그래프(400)이다. 예를 들어, 그래프(400)는 제1 측풍 속도(예를 들어 15노트)와 관련된 제1 스러스트 램핑 스케줄(402), 제2 측풍 속도(예를 들어 20노트)와 관련된 제2 스러스트 램핑 스케줄(404), 제3 측풍 속도(예를 들어 25노트)와 관련된 제3 스러스트 램핑 스케줄(406) 및 제4 측풍 속도(예를 들어, 30노트)와 관련된 제4 스러스트 램핑 스케줄(408)을 나타낸다. 예를 들어, 도시된 예의 제1, 제2 및 제3 램핑 스케줄(402, 404, 406)은 부분적인 스러스트 램핑을 제공하고, 도시된 예의 제4 스러스트 램핑 스케줄(408)은 완전한 스러스트 램핑을 제공한다.
도시된 예의 그래프(400)는, 다양한 예시적인 스러스트 램핑 스케줄(402, 404, 406, 408)에 대한 스러스트 한계 대 대기속도 그래프를 제공한다. 도시된 예에서, 그래프의 y-축은 완전한 이용 가능한 스러스트의 백분율(%)로서 스러스트 출력 한계값(410)을 나타내고, x-축은 대기속도(412)(예를 들어, 항공기(100)의 상대 속도의 순방향 벡터)를 나타낸다. 따라서, 각각의 스러스트 램핑 스케줄(402, 404, 406, 408)에 대해, 스러스트 출력 한계(410)는 대기속도(412)의 함수로서 제공된다.
작동 중에, 예를 들어 도시된 예의 스러스트 한계 결정부(218)는 스러스트 램핑 스케줄(402, 404, 406, 408) 중 선택된 하나에 대해 측정된 대기속도(412)의 함수로서 스러스트 출력 한계(410)를 결정한다. 예를 들어, 작동 중에, 항공기(100)가 정지 상태이거나 천천히 이동하고 있는 경우에 스러스트 램핑 시스템(102)이 15노트의 측풍 속도를 측정할 때, 스러스트 램핑 매니저(204)는 제1 스러스트 램핑 스케줄(402)(예를 들어, 부분적인 스러스트 램핑 스케줄)을 선택하거나 활성화시킨다. 스러스트 한계 결정부(218)는 대기속도 결정부(214)로부터 대기속도(412)를 수신하고, 측정된 대기속도(412)에 기초하여 선택된 스러스트 램핑 스케줄(402, 404, 406, 408)과 관련된 스러스트 출력 한계(410)를 결정하기 위해 그래프(400)를 이용한다. 따라서, 제1 스러스트 램핑 스케줄(402)이 선택되고 대기속도 결정부(214)로부터의 측정된 대기속도(412)가 0노트와 15노트 사이에 있을 때, 스러스트 한계 결정부(218)는 스러스트 출력 한계(410)가 80 % 엔진 스러스트라는 것을 결정한다. 대기속도(412)가 15노트로부터 약 20노트로 증가함에 따라, 스러스트 한계 결정부(218)는 스러스트 출력 한계(410)를 80 % 엔진 스러스트로부터 100 % 엔진 스러스트로 변화시킨다. 따라서, 도시된 예의 제1 스러스트 램핑 스케줄(402)은 대기속도(412)가 약 20노트일 때 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(112)이 완전한 스러스트를 달성하는 것을 가능하게 한다.
그와는 반대로, 제2 스러스트 램핑 스케줄(404)은 대기속도(412)가 대략 0노트와 15노트 사이일 때 스러스트 출력을 65 % 엔진 스러스트로 제한하고, 대기속도(412)가 약 45노트일 때 제1 엔진(110)과 제2 엔진(112)이 100 % 엔진 스러스트를 달성하도록 한다. 따라서, 제2 스러스트 램핑 스케줄(404)은 제1 스러스트 램핑 스케줄(402)보다 100 % 엔진 스러스트에 대해 보다 완만한 스러스트 증가를 제공한다. 도시된 예의 예시적인 스러스트 램핑 스케줄(402, 404, 406, 408)은 다른 타입의 항공기 엔진에 대해 구성될 수 있거나 및/또는 다른 엔진의 성능 특성에 기초하여 다르게 될 수 있다.
도 5는 도 3a 및 도 3b의 방법(300) 및 도 1 및 2의 예시적인 스러스트 램핑 컨트롤러(134)를 구현하기 위한 명령들을 실행할 수 있는 예시적인 프로세서 플랫폼의 블록도이다. 프로세서 플랫폼(500)은, 예를 들어 서버, 퍼스널 컴퓨터, 모바일 디바이스(예를 들어, 셀 폰, 스마트 폰, iPadTM와 같은 태블릿), PDA(personal digital assistant), 인터넷 어플라이언스(Internet appliance), DVD 플레이어, CD 플레이어, 디지털 비디오 레코더, 블루레이 플레이어 또는 임의의 다른 타입의 컴퓨팅 장치일 수 있다.
도시된 예의 프로세서 플랫폼(500)은 프로세서(512)를 포함한다. 도시된 예의 프로세서(512)는 하드웨어이다. 예를 들어, 프로세서(512)는 임의의 원하는 패밀리 또는 제조자로부터의 하나 이상의 집적 회로, 논리 회로, 마이크로프로세서 또는 컨트롤러에 의해 구현될 수 있다.
도시된 예의 프로세서(512)는 로컬 메모리(513)(예를 들어, 캐시)를 포함한다. 도시된 예의 프로세서(512)는 버스(418)를 통해 휘발성 메모리(514) 및 비휘발성 메모리(516)를 포함하는 메인 메모리와 통신한다. 휘발성 메모리(114)는 동기식 동적 랜덤 액세스 메모리(Synchronous Dynamic Random Access Memory, SDRAM), 동적 랜덤 액세스 메모리(Dynamic Random Access Memory, DRAM), RAMBUS 동적 랜덤 액세스 메모리(RDRAM) 및/또는 임의의 다른 타입의 랜덤 액세스 메모리 장치에 의해 구현될 수 있다. 비휘발성 메모리(516)는 플래시 메모리 및/또는 임의의 다른 원하는 타입의 메모리 장치에 의해 구현될 수 있다. 메인 메모리(514, 516)에 대한 액세스는 메모리 컨트롤러에 의해 제어된다.
도시된 예의 프로세서 플랫폼(500)은 또한 인터페이스 회로(520)를 포함한다. 인터페이스 회로(520)는 이더넷 인터페이스, 범용 직렬 버스(universal serial bus, USB) 및/또는 PCI 익스프레스 인터페이스 등과 같은 임의의 타입의 인터페이스 표준에 의해 구현될 수 있다.
도시된 예에서는, 하나 이상의 입력 장치(522)가 인터페이스 회로(520)에 연결된다. 입력 장치(522)는 사용자가 데이터 및 명령을 프로세서(512)에 입력하는 것을 허용한다. 입력 장치는, 예를 들어 오디오 센서, 마이크로폰, 카메라(스틸 또는 비디오), 키보드, 버튼, 마우스, 터치스크린, 트랙-패드(track-pad), 트랙볼(trackball), 아이소포인트(isopoint) 및/또는 음성 인식 시스템에 의해 구현될 수 있다.
하나 이상의 출력 장치(524)가 또한 도시된 예의 인터페이스 회로(520)에 접속된다. 출력 장치(524)는, 예를 들어 디스플레이 디바이스(예를 들어, 발광 다이오드(LED), 유기 발광 다이오드(organic light emitting diode, OLED), 액정 디스플레이, 음극선관 디스플레이(cathode ray tube display, CRT), 터치스크린, 촉각적 출력 장치 및/또는 스피커)에 의해 구현될 수 있다. 따라서, 도시된 예의 인터페이스 회로(520)는 전형적으로 그래픽 드라이버 카드, 그래픽 드라이버 칩 또는 그래픽 드라이버 프로세서를 포함한다.
도시된 예의 인터페이스 회로(520)는 또한, 네트워크(526)(예를 들어, 이더넷 커넥션, 디지털 가입자 회선(digital subscriber line, DSL), 전화 회선, 동축 케이블, 셀룰러 전화 시스템 등)를 통해 외부 기계(예를 들어, 임의의 종류의 컴퓨팅 장치)와 데이터의 교환을 용이하게 하는 송신기, 수신기, 송수신기, 모뎀 및/또는 네트워크 인터페이스 카드 등과 같은 통신 장치를 포함한다.
도시된 예의 프로세서 플랫폼(500)은 또한 소프트웨어 및/또는 데이터를 저장하기 위한 하나 이상의 대용량 저장 장치(528)를 포함한다. 그러한 대용량 저장 장치(528)의 예는, 플로피 디스크 드라이브, 하드 드라이브 디스크, 콤팩트 디스크 드라이브, 블루레이 디스크 드라이브, RAID 시스템 및 DVD(digital versatile disk) 드라이브를 포함한다.
도 3a 및 도 3b의 방법을 구현하기 위한 코드화된 명령(532)은 대용량 저장 장치(528), 휘발성 메모리(544), 비휘발성 메모리(516), 및/또는 CD 또는 DVD와 같은 제거 가능한 유형의 컴퓨터 판독 가능한 저장 매체에 저장될 수 있다.
더욱이, 본 발명은 다음의 절(clause, 조항)에 따른 예들을 포함한다:
절 1. 항공기용 스러스트 제어 시스템으로서,
측풍 속도를 측정하기 위한 센서; 및
측정된 측풍 속도를 측풍 임계 범위와 비교하기 위한 것으로서, 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위 내에 있을 때 이륙 중에 복수의 스러스트 램핑 스케줄로부터 선택된 부분적인 스러스트 램핑 스케줄을 활성화시키는 스러스트 램핑 매니저를 포함하는 것을 특징으로 하는 시스템.
절 2. 절 1에 있어서, 상기 스러스트 램핑 매니저(204)는 기준 측풍 속도를 수신하기 위한 것인 것을 특징으로 하는 시스템.
절 3. 절 2에 있어서, 상기 스러스트 램핑 매니저는 기준 측풍 속도와 측정된 측풍 속도를 비교하는 것을 특징으로 하는 시스템.
절 4. 절 3에 있어서, 기준 측풍 속도가 측정된 측풍 속도보다 작을 때 경보를 개시시키는 경보 컨트롤러를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 시스템.
절 5. 절 1에 있어서, 상기 스러스트 컨트롤러는, 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 상한보다 클 때 이륙 중에 완전한 스러스트 램핑 스케줄을 활성화시키기 위한 것인 것을 특징으로 하는 시스템.
절 6. 절 5에 있어서, 상기 스러스트 컨트롤러는, 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 하한보다 작을 때 스러스트 램핑을 비활성화시키는 것을 특징으로 하는 시스템.
절 7. 항공기의 스러스트를 제어하기 위한 방법으로서,
항공기가 천천히 이동할 때의 측풍 속도를 측정하는 단계;
측정된 측풍 속도를 측풍 임계 범위와 비교하는 단계; 및
측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위 내에 있을 때 측정된 측풍 속도에 기초하여 이륙 중에 부분적인 스러스트 램핑 스케줄을 활성화시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
절 8. 절 7에 있어서, 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 상한보다 클 때, 이륙 중에 완전한 스러스트 램핑 스케줄을 적용하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
절 9. 절 8에 있어서, 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 하한보다 작을 때, 이륙 중에 스러스트 램핑을 비활성화시키는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
절 10. 절 7에 있어서, 기준 측풍 속도와 측정된 측풍 속도를 비교하는 단계와, 기준 측풍 속도가 측정된 측풍 속도보다 작을 때 경보를 개시시키는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
절 11. 절 7에 있어서, 부분적인 스러스트 램핑 스케줄을 제공하는 단계는 룩업 테이블로부터 부분적인 스러스트 램핑 스케줄을 검색하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
절 12. 절 7에 있어서, 이륙 중에 항공기의 대기속도를 측정하는 단계와, 측정된 대기속도의 함수로서 스러스트 출력 한계를 변경시키는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
절 13. 절 12에 있어서, 측정된 대기속도가 증가함에 따라 스러스트 출력 한계를 감소시키는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
절 14. 실행될 때, 머신으로 하여금,
측풍 속도를 측정하고,
측정된 측풍 속도를 측풍 임계 범위와 비교하며,
측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위 내에 있을 때 측정된 측풍 속도에 기초하여 이륙 중에 부분적인 스러스트 램핑 스케줄을 활성화시키도록 하는 명령을 갖는 것을 특징으로 하는 유형의 컴퓨터 판독 가능 매체.
절 15. 절 14에 있어서, 실행될 때, 머신으로 하여금, 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 상한보다 클 때 이륙 중에 완전한 스러스트 램핑 스케줄을 적용하도록 하는 명령을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 컴퓨터 판독 가능 매체.
절 16. 절 15에 있어서, 실행될 때, 머신으로 하여금, 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 하한보다 작을 때 이륙 중에 스러스트 램핑을 비활성시키도록 하는 명령을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 컴퓨터 판독 가능 매체.
절 17. 절 14에 있어서, 실행될 때, 머신으로 하여금, 기준 측풍 속도와 측정된 측풍 속도를 비교하고 기준 측풍 속도가 측정된 측풍 속도보다 작을 때 경보를 개시시키도록 하는 명령을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 컴퓨터 판독 가능 매체.
절 18. 절 14에 있어서, 실행될 때, 머신으로 하여금, 소정의 룩업 테이블로부터 측정된 측풍 속도에 대응하는 부분적인 스러스트 램핑 스케줄을 검색하도록 하는 명령을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 컴퓨터 판독 가능 매체.
절 19. 절 14에 있어서, 실행될 때, 머신으로 하여금, 이륙하는 동안 항공기의 대기속도를 측정하고 측정된 대기속도의 함수로서 스러스트 출력 한계를 변경시키도록 하는 명령을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 컴퓨터 판독 가능 매체.
절 20. 절 19에 있어서, 실행될 때, 머신으로 하여금, 측정된 대기속도가 증가함에 따라 스러스트 출력 한계를 감소시키도록 하는 명령을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 컴퓨터 판독 가능 매체.
소정의 예시적인 방법, 장치 및 제조 물품이 본 발명에서 설명되었지만, 이 특허의 보호의 범위는 이에 한정되지 않는다. 그와는 반대로, 이 특허는 이 특허의 청구범위의 범위 내에 있는 모든 방법, 장치 및 제조 물품을 포함한다.

Claims (15)

  1. 항공기용 스러스트 제어 시스템(102)으로서,
    측풍 속도를 측정하기 위한 센서(132); 및
    측정된 측풍 속도를 측풍 임계 범위와 비교하기 위한 것으로서, 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위 내에 있을 때 이륙 중에 복수의 스러스트 램핑 스케줄(402, 404, 406, 408)로부터 선택된 부분적인 스러스트 램핑 스케줄을 활성화시키는 스러스트 램핑 매니저(204)를 포함하는 것을 특징으로 하는 시스템.
  2. 제1항에 있어서, 상기 스러스트 램핑 매니저(204)는 기준 측풍 속도를 수신하기 위한 것인 것을 특징으로 하는 시스템(102).
  3. 제2항에 있어서, 상기 스러스트 램핑 매니저(204)는 상기 기준 측풍 속도와 측정된 측풍 속도를 비교하는 것을 특징으로 하는 시스템(102).
  4. 제3항에 있어서, 상기 기준 측풍 속도가 측정된 측풍 속도보다 작을 때 경보를 개시시키는 경보 컨트롤러(208)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 시스템(102).
  5. 항공기의 스러스트를 제어하기 위한 방법(300)으로서,
    항공기가 천천히 이동할 때의 측풍 속도를 측정하는 단계(304);
    측정된 측풍 속도를 측풍 임계 범위와 비교하는 단계(312); 및
    측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위 내에 있을 때 측정된 측풍 속도에 기초하여 이륙 중에 부분적인 스러스트 램핑 스케줄을 활성화시키는 단계(324)를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법(300).
  6. 제5항에 있어서, 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 상한보다 클 때, 이륙 중에 완전한 스러스트 램핑 스케줄을 적용하는 단계(320, 322)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법(300).
  7. 제6항에 있어서, 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 하한보다 작을 때, 이륙 중에 스러스트 램핑을 비활성화시키는 단계(314, 316)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법(300).
  8. 제5항 또는 제6항에 있어서, 기준 측풍 속도와 측정된 측풍 속도를 비교하는 단계(306)와, 기준 측풍 속도가 측정된 측풍 속도보다 작을 때 경보를 개시시키는 단계(310)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법(300).
  9. 제5항 또는 제6항에 있어서, 상기 부분적인 스러스트 램핑 스케줄을 제공하는 단계는 룩업 테이블로부터 부분적인 스러스트 램핑 스케줄을 검색하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법(300).
  10. 제5항 또는 제6항에 있어서, 이륙 중에 항공기의 대기속도를 측정하는 단계와, 측정된 대기속도의 함수로서 스러스트 출력 한계를 변경시키는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법(300).
  11. 제10항에 있어서, 상기 측정된 대기속도가 증가함에 따라 스러스트 출력 한계를 감소시키는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법(300).
  12. 실행될 때, 머신으로 하여금,
    측풍 속도를 측정하고,
    측정된 측풍 속도를 측풍 임계 범위와 비교하며,
    측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위 내에 있을 때 측정된 측풍 속도에 기초하여 이륙 중에 부분적인 스러스트 램핑 스케줄을 활성화시키도록 하는 명령을 갖는 것을 특징으로 하는 유형의 컴퓨터 판독 가능 매체.
  13. 제12항에 있어서, 실행될 때, 머신으로 하여금, 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 상한보다 클 때 이륙 중에 완전한 스러스트 램핑 스케줄을 적용하도록 하는 명령을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 컴퓨터 판독 가능 매체.
  14. 제13항에 있어서, 실행될 때, 머신으로 하여금, 측정된 측풍 속도가 측풍 임계 범위의 하한보다 작을 때 이륙 중에 스러스트 램핑을 비활성시키도록 하는 명령을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 컴퓨터 판독 가능 매체.
  15. 제12항 또는 제13항에 있어서, 실행될 때, 머신으로 하여금, 기준 측풍 속도와 측정된 측풍 속도를 비교하고 기준 측풍 속도가 측정된 측풍 속도보다 작을 때 경보를 개시시키도록 하는 명령을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 컴퓨터 판독 가능 매체.
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Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10775504B2 (en) * 2016-09-29 2020-09-15 Honeywell International Inc. Laser air data sensor mounting and operation for eye safety
US10443512B2 (en) 2017-03-31 2019-10-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Detection of uncommanded and uncontrollable high thrust events
US10302021B2 (en) * 2017-05-03 2019-05-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Detection of uncommanded and uncontrollable high thrust events
EP3645397B1 (en) * 2017-06-30 2022-08-03 Airbus Canada Limited Partnership System and method for controlling a takeoff thrust
US10823113B2 (en) 2017-08-21 2020-11-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for limiting power of an engine
US12078074B2 (en) * 2019-05-13 2024-09-03 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for detecting an uncommanded or uncontrollable high thrust event in an aircraft
CN110733664A (zh) * 2019-09-29 2020-01-31 中航通飞研究院有限公司 一种水上飞机起飞性能验证方法
CN111237062B (zh) * 2020-01-16 2021-08-17 中国商用飞机有限责任公司 一种实现发动机自动起飞推力控制功能的系统及方法
CN111596680A (zh) * 2020-06-03 2020-08-28 中国商用飞机有限责任公司 飞行器自动飞行控制方法和系统
CN112249345B (zh) * 2020-10-15 2024-04-16 航宇救生装备有限公司 一种椅载电子式开伞器状态指示装置及方法
CN112943479A (zh) * 2021-01-22 2021-06-11 西北工业大学 基于改进单纯形法的航空发动机加速过程最优控制方法
US20220270498A1 (en) * 2021-02-24 2022-08-25 Honeywell International Inc. Determining vehicle operating state by particle detection
US11686246B2 (en) * 2021-10-15 2023-06-27 Gulfstream Aerospace Corporation Propulsion system for an aircraft
US20240231030A9 (en) * 2022-10-21 2024-07-11 Textron Aviation Inc. Optical Alignment System and Method
CN115959286B (zh) * 2023-03-17 2023-06-06 商飞软件有限公司 一种民机着陆自动刹车控制系统及其控制方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3447372A (en) * 1967-03-30 1969-06-03 Us Army Crosswind sensing system
US4763266A (en) * 1982-12-27 1988-08-09 The Boeing Company Aircraft flight command and display system
US20100070112A1 (en) * 2008-09-17 2010-03-18 Couey Lyle M Progressive takeoff thrust ramp for an aircraft
KR20160085356A (ko) * 2013-12-30 2016-07-15 구글 인코포레이티드 항공기를 측풍 비행과 제자리 비행 간에 전환시키는 방법 및 시스템

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3568954A (en) * 1966-04-04 1971-03-09 William C Mccorkle Jr Directional control-automatic meteorological compensation (d.c.-automet) inertial guidance system for artillery missiles
US4182119A (en) * 1977-09-01 1980-01-08 Avco Corporation Air pump for turbofan fuel control system
US5060889A (en) * 1989-05-01 1991-10-29 The Boeing Company Apparatus and methods for maintaining aircraft track angle during an asymmetric flight condition
US6486799B1 (en) * 1999-07-19 2002-11-26 The University Of West Florida Computer based human-centered display system
US6974105B2 (en) * 2003-01-09 2005-12-13 Roger N Pham High performance VTOL convertiplanes
FR2898584B1 (fr) * 2006-03-15 2008-12-19 Airbus France Sas Procede et dispositif de commande de la poussee d'un aeronef multimoteur
CN101657771B (zh) * 2007-03-14 2012-11-14 通用电气公司 在飞行器离港期间产生可变推力减小的方法
CN103502096B (zh) * 2011-04-28 2015-09-16 波音公司 一种用于限制运行在推力不对称的情况下的多发动机飞机的发动机产生的推力的系统和方法
FR2990002B1 (fr) * 2012-04-27 2016-01-22 Snecma Turbomachine comportant un systeme de surveillance comprenant un module d'engagement d'une fonction de protection de la turbomachine et procede de surveillance
FR2992354B1 (fr) * 2012-06-20 2015-09-18 Snecma Procede et dispositif d'ajustement d'une valeur de consigne d'un parametre influencant une poussee d'un moteur a turbine a gaz
EP2840022B1 (en) * 2013-08-21 2016-04-27 Gatewing NV An unmanned aircraft with failsafe system
JP5943289B2 (ja) * 2013-10-30 2016-07-05 優章 荒井 垂直離着陸飛行体
US9483052B2 (en) * 2014-06-12 2016-11-01 The Boeing Company Aircraft departure profile generation compliant with noise abatement limits
CN104596769B (zh) * 2014-12-14 2017-05-10 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所 航空发动机在室内试车台试车的真实推力测算方法
CN105035332B (zh) * 2015-08-19 2017-01-04 北京航天科颐技术有限公司 一种靶机飞控系统及飞行控制方法
US9758257B1 (en) * 2016-04-07 2017-09-12 Sunlight Photonics Inc. Airflow sensing systems and apparatus
US9870005B2 (en) * 2016-04-07 2018-01-16 Sunlight Photonics Inc. Apparatus for close formation flight

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3447372A (en) * 1967-03-30 1969-06-03 Us Army Crosswind sensing system
US4763266A (en) * 1982-12-27 1988-08-09 The Boeing Company Aircraft flight command and display system
US20100070112A1 (en) * 2008-09-17 2010-03-18 Couey Lyle M Progressive takeoff thrust ramp for an aircraft
KR20160085356A (ko) * 2013-12-30 2016-07-15 구글 인코포레이티드 항공기를 측풍 비행과 제자리 비행 간에 전환시키는 방법 및 시스템

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