KR20180080184A - 항공기 오토스로틀 또는 오토파일럿 시스템을 위한 정밀 조작기 - Google Patents

Abstract

항공기를 위한 오토스로틀 시스템은 모터, 액추에이터 어셈블리, 및 모터와 액추에이터 어셈블리의 운동 부분 사이에 동작적으로 연결되는 위치 센서를 포함한다. 전자 제어기는 스로틀 레버를 레버 위치로 운동시키기 위해서 적어도 위치 센서로부터의 위치 정보에 기초하여 액추에이터 어셈블리를 액추에이터 위치로 운동시키도록 모터를 제어하도록 구성된다. 액추에이터 어셈블리는 샤프트의 회전 운동을 샤프트를 따른 베어링 어셈블리의 선형 운동으로 변환하기 위해 샤프트의 표면에 접촉하는 복수의 베어링을 갖는 베어링 어셈블리를 포함한다. 액추에이터 어셈블리는 일 단부에서 베어링 어셈블리에 부착되는 장착 표면 및 다른 단부에서 레버의 부착 단부에 작동적으로 결합되는 연동 아암을 갖는 셔틀 아암을 더 포함한다.

Description

항공기 오토스로틀 또는 오토파일럿 시스템을 위한 정밀 조작기

본 출원은 2015년 11월 4일에 출원된 "Precision Operator for an Aircraft Autothrottle or Autopilot System"이라는 제목의 미국 가특허 출원 제62/250,819호; 및 2016년 5월 13일에 출원된 "Precision Operator for an Aircraft Autothrottle or Autopilot System"라는 제목의 미국 가특허 출원 제62/336,200호에 대한 우선권을 주장하며, 이들 양자 모두는 그 전체가 본원에 참조로 통합된다.

개시된 실시예는 항공기 오토파일럿 시스템에 관한 것이다. 특히, 개시된 실시예는 항공기 오토파일럿 시스템을 위한 정밀 조작기, 더 구체적으로는 필요하다고 간주될 때 또는 항공기의 파일럿 또는 다른 조작자의 명령으로 자동화된 조작기의 진보된 수동 치환(override)을 수용하면서 항공기 스로틀 제어부 및/또는 항공기 비행 제어 표면의 자동화된 기계적 조정을 위한 선택적 제어를 달성할 수 있는 구성에 관한 것이다.

항공기 비행 데크는 점점 더 정교해지고 있으며, 파일럿 작업부하를 크게 감소시키며 시스템 신뢰성 및 효율 그리고 승객 안전성 자체를 향상시키는 기술 및 자동화된 제어에 크게 의존하고 있다. 예를 들어, 상황 및 동작 상태 인식을 크게 향상시키는데 기여하는 GPS 및 그래픽 디스플레이에 의해 제공되는 진보된 항법 능력 이외에, 오토파일럿 시스템에 있어서의 진보는 이러한 능력에 의해 제공되는 항공기 제어 및 이들 항공기의 원활하고 효율적인 동작을 유지함에 있어서 파일럿을 크게 보조하는 것으로 증명되었다.

오토파일럿 시스템은, 다양한 능력의 최하단에는 간단한 날개 수평화에서부터 더 진보된 시스템에서는 선택된 코스를 유지 및 추종하기 위한 항공기 방향 및 코스 제어, 자세 유지 및 조정 제어, 및 항공기 속도의 원하는 변화를 유지 및 달성하기 위한 항공기 스로틀(들)에 대한 조정에 이르기까지의 기능을 제공한다.

항공기 스로틀(들)의 자동화된 제어는, 특히, 과거에는 이러한 능력을 단지 가장 큰 또는 적어도 가장 기술적으로 복잡하고 진보된 항공기, 예를 들어 대형 상업 항공사 승객 제트기, 진보된 지역적 및 일반적 비행술 제트기, 및 최첨단 터빈 프로펠러 비행기만으로 제한했던 특별한 문제가 있다. 이러한 오토스로틀은 항공기의 실제로 자동화된 핸드 오프 제어(hands-off control)를 실현하는 기능을 제공하기 때문에, 증가된 항공기 동작 효율, 예를 들어 연료의 소비에 있어서의 비용 감소, 및 파일럿 작업부하의 광대한 감소를 제공하며, 이에 의해 비행 안전성을 현저히 증가시킨다. 그러나, 항공기에 있어서의 오토스로틀 능력의 제공은, 현재 사용되는 기술에 있어서, 물리적, 공간적 및 기계적 수용부를 필요로 하며, 이는 대부분의 경우에 오토스로틀 기능을 포함하고 이용하도록 설계 및 구성되어야 하는 가장 큰 및/또는 가장 기술적으로 진보된 항공기만으로 이러한 기능을 제한한다.

대부분의 항공기에서, 엔진(들)이 항공기를 원하는 속도로 추진하기 위해 미리정해진 양의 동력 및 추력을 발생시키게 하도록 선택적으로 조정가능한 스로틀(들)은, 항공기 조정석 또는 비행 제어 데크의 스로틀 사분원의 제한된 원호를 통해 회전하도록 피벗식으로 장착되는 레버 상의 하나 이상의 파지가능 손잡이의 파일럿 제어식 수동 치환 변위에 의해 조정된다. 이들 레버는 전형적으로 스로틀 레버의 위치가 피벗식으로 조정됨에 따라 종방향으로 변위되는 제어 케이블에 의해 엔진 또는 엔진 제어기에 연결된다.

대부분의 임의의 항공기에서는, 오토스로틀 시스템의 조작 모터에 의하거나 파일럿에 의하거나에 상관없이, 레버의 피벗 위치를 변화시키거나 조정하기 위해서 스로틀 레버에 적지 않은 힘이 가해져야 한다. 그러므로, 시스템의 모터는 (스로틀 레버에 가해지는 충분한 토크 및 조작력을 제공하기 위해) 크기 및 중량 모두에 있어서 그리고 (수만 회의 활성화 및 동작에서 지속된 신뢰성을 보증하기 위해) 구성에 있어서 상당히 강건해야 한다. 결과적으로, 조종석의 스로틀 사분원에서, 그 내부에서 그리고/또는 그것을 따라 이들 모터 및 연관된 요소를 수용하기 위한 충분한 간극 및 공간을 가지도록 특별히 설계되고 구성되며, 이들 시스템 및 그 구성 부품과 연관된 상당한 추가적인 중량을 수용할 수 있는 항공기만이 이러한 오토스로틀을 그 비행 제어에 통합할 수 있다. 또한, 아직 오토스로틀 시스템의 연관된 동작 구성요소를 수용하도록 특별하게 설계 및 구성되지 않은 기존의 항공기에 오토스로틀 능력을 개량 또는 추가하는 능력은 사실상 없다.

또한, 파일럿에 의한 연속된 제어 하에서 항공기의 안전한 동작을 보증하기 위해서, 항공기의 동작 조건이 갑자기 오토파일럿 또는 오토스로틀 시스템(들)을 먼저 수동으로 결합해제할 필요 없이 파일럿이 그것이 적절하다고 여기는 비상상황 또는 임의의 상황에서처럼 파일럿이 스로틀의 즉각적인 물리적인 제어를 떠맡는 것을 필요로 할 수 있는 경우에, 파일럿은 활성화된 오토스로틀 시스템으로부터 스로틀의 수동 제어를 신속하고 용이하게 치환하거나 떠맡을 수 있다.

개시된 실시예는, 오토파일럿/오토스로틀 능력을 추가 또는 제공하기 위한 공간적인 수용부가 항공기에 설계 또는 제공되지 않은 항공기에서도, 콤팩트하고, 경량이고, 신뢰할 수 있고, 항공기에 용이하게 설치될 수 있으며, 오토파일럿/오토스로틀 시스템의 제어하에 있을 때 스로틀(들)의 수동 제어를 신속하게 떠맡기를 원하는 파일럿에 의해 안전하게 그리고 용이하게 치환될 수 있는 항공기 오토파일럿/오토스로틀 조작기 구성에 관한 것이다. 개시된 실시예는, 예를 들어 그 가변 위치가 항공기의 피치, 롤 및 요를 제어하도록 조정가능한 항공기의 제어 표면의 운동을 제어하기 위해 항공기 오토파일럿 시스템의 일부로서 또는 그것과 연계하여 또한 유사한 유리한 기능을 가지고 적용될 수 있는 이러한 조작기 구성을 제공한다.

개시된 실시예는 현재 그것의 광범위한 용도에서 다수의 상당한 장점을 나타내는 항공기 오토파일럿/오토스로틀을 제공한다. 첫번째로, 본 발명 구성은 특히 현재의 오토파일럿/오토스로틀 동작 구성 및 구성요소에 비해 비교적 경량이다. 두번째로, 본 발명 구성은 현재의 오토파일럿/오토스로틀 동작 구성에 비해 현저히 간단하고, 이는 물리적 및 동작 신뢰성에 있어서 상당한 증가를 제공할 수 있다. 세번째로, 본 발명 구성은 현재의 오토파일럿/오토스로틀 동작 구성에 비해 현저히 더 콤팩트하고 따라서 매우 다양한 크기의 더 다양한 항공기에 설치될 수 있다. 네번째로, 본 발명 구성은, 스로틀 손잡이 피봇으로부터 떨어진 위치로부터 활성화되고, 따라서 초기 구성 시에 또는 기존의 구조에 대한 추가 또는 개량으로서, 비교적 콤팩트한 스로틀 사분면을 갖거나 종래의 오토파일럿/오토스로틀 및 그 헤비-듀티 모터 및 클러치를 수용하도록 특별히 설계되지 않고 스로틀 손잡이의 피폿 지점 및 그 부근에 장착되는 항공기에서의 그 설치를 허용하는 선형 조작기의 사용에 기초한다. 다섯번째로, 본 발명 구성에서 이용되는 액추에이터는 별도의 또는 통합된 클러치 또는 클러치 구성요소를 필요로 하지 않고 대신에 고유 치환 능력을 제공하며, 또한 동작 모터와 스로틀 손잡이에 대한 그 부착물 사이의 일련의 기어를 필요로 하지 않으며, 따라서 복잡성, 중량 및 물리적인 공간 요건을 크게 감소시키고 동작 신뢰성을 향상시킨다.

일 양태에서, 개시된 실시예는 모터로부터 연장되는 샤프트에 회전 운동을 부여하도록 구성되는 모터를 포함하는 오토파일럿 시스템을 제공하며, 모터는 지지부에 장착된다. 액추에이터 어셈블리는 샤프트 및 스로틀 레버의 부착 단부에 동작적으로 연결되고, 스로틀 레버는 수동적인 힘의 적용을 위한 부착 단부 반대측의 제어 단부를 갖는다. 위치 센서는 모터와 액추에이터 어셈블리의 운동 부분 사이에 동작적으로 연결된다. 시스템은 모터를 제어하도록 구성되는 전자 제어기를 더 포함하므로, 시스템은 적어도 부분적으로 위치 센서로부터 수신되는 위치 정보에 기초하여 액추에이터 어셈블리를 액추에이터 위치로 운동시켜 스로틀 레버가 레버 위치들로의 운동을 유발한다. 액추에이터 어셈블리는 샤프트의 회전 운동을 샤프트를 따른 베어링 어셈블리의 선형 운동으로 변환하기 위해 샤프트의 표면에 접촉하도록 구성되는 복수의 베어링을 갖는 베어링 어셈블리를 포함한다. 액추에이터 어셈블리는 베어링 어셈블리에 부착되도록 구성되는 제1 단부의 장착 표면을 갖는 셔틀 아암(shuttle arm) 및 레버의 부착 단부에 동작적으로 결합되는 셔틀 아암의 제2 단부의 적어도 하나의 연동 아암을 더 포함한다.

개시된 실시예는 이하의 특징부 중 하나 이상을 포함할 수 있다. 액추에이터 어셈블리는, 스로틀 레버의 제어 단부의 수동적인 운동이 베어링 어셈블리에 대한 샤프트의 원위 단부에 추력을 가하도록 구성될 수 있으며; 추력이 역치를 초과하는 경우, 베어링 어셈블리는 모터에 의해 샤프트에 동시에 부여될 수 있는 임의의 회전에 관계없이 샤프트를 따라 슬립되도록 구성된다.

베어링 어셈블리는 그 관통보어에 샤프트를 수용하도록 구성될 수 있으며 적어도 한 세트의 베어링을 포함할 수 있고, 베어링 각각은 샤프트의 종방향 축선에 대해 미리정해진 각도로 샤프트의 표면에 접촉하도록 베어링 어셈블리에 지지되어 샤프트가 베어링 어셈블리를 통해 운동함에 따라 샤프트의 나선형 패턴을 추종한다.

셔틀 아암의 제2 단부의 적어도 하나의 연동 아암은 스로틀 레버의 부착 단부에 회전식으로 결합될 수 있으며, 적어도 하나의 연동 아암은 베어링 어셈블리가 샤프트를 따라 운동함에 따라 샤프트의 원위 단부의 자유로운 운동을 허용하도록 샤프트에 대해 평행하게 위치결정된다.

시스템은 2개의 엔진을 갖는 항공기에 설치될 수 있으며, 각각의 엔진의 스로틀 레버는 개별적으로 제어될 수 있다. 엔진 손실의 경우에, 나머지 엔진의 동력 설정은 실속 속력 위에 머물도록 제어되며 엔진 동력 역치를 초과하지 않도록 더 제어된다. 엔진 동력 역치는 항공기의 원치않는 회전을 방지하기 위해 항공기 방향타의 작용에 의해 보상될 수 있는 최대 동력 불균형에 적어도 부분적으로 기초할 수 있다.

상기 및/또는 다른 양태 및 장점은 첨부의 도면과 연계하여 취해지는 개시된 실시예에 대한 이하의 상세한 설명으로부터 더 명확해질 것이고 더 용이하게 인식될 것이다.
도 1은 개시된 발명의 실시예에 따라 구성되는 항공기 오토스로틀 조작기 및 연관된 요소의 평면 사시도이다.
도 2는 도 1에 도시된 오토스로틀 조작기의 실시예의 측면도이다.
도 3은 하우징 커버가 제거된 상태의 항공기 오토스로틀 조작기의 제2 실시예의 사시도이다.
도 4는 도 3에 도시된 오토스로틀의 실시예의 베어링 어셈블리 및 샤프트의 확대도이다.
도 5는 도 3에 도시된 오토스로틀 조작기의 실시예의 측면도이다.

도 1 및 도 2는 정밀 항공기 오토스로틀 조작기의 실시예의 2개의 모습을 나타낸다. 도면 부호 10에 의해 도면에서 확인되는 오토스로틀 조작기 시스템 또는 구성은 항공기의 종래의 스로틀 손잡이 또는 레버(12)에 사용하기 위해 부착된다. 그 구성 및 구조가 종래의 것인 스로틀 레버(12)는, 레버(12)가 항공기의 스로틀 사분면(도시되지 않음)에서 제자리에 고정되는 샤프트 또는 피봇 점 또는 버팀대(14)를 중심으로 피봇 운동 또는 변위하도록 장착된다. 스로틀 레버(12)의 원위 단부(16)는, 파지 및 조종의 용이함을 위해, 연관된 항공기 엔진의 동력 출력 및 그에 따른 항공기의 대기속력 또는 속도를 수동적으로 제어하는 파일럿에 의해 그 아치형 변위 범위를 통해 레버(12)를 전진 및 지연시키도록 구성된다. 스로틀 레버(12)의 반대측 또는 근위 단부(18)는, 그 자체를 일반적으로 그 먼쪽 단부에서 레버(12)와 연관된 엔진 또는 엔진 제어기에 연결하는 케이블(22)의 일 단부에서 부착 핀 또는 샤프트 또는 지점(20)에 연결된다. 따라서, 피폿 지점(14)을 중심으로 한 레버 원위 단부(16)의, 파일럿 조종, 즉 (도면에서) 반시계방향 전진 또는 시계방향 지연은, 부착 지점(20)의 대향 감지 아치형 움직임을 유발하며, 따라서 케이블(22)의 선형 변위 및 연관된 엔진의 동력 출력의 대응하는 변화를 달성한다. 케이블(22)의 움직임 전달 기능이 다른 요소 또는 시스템에 의해 대신에 제공되는 항공기 구현은 본 기술분야에 알려져 있지만, 항공기 엔진에 의해 발생되는 동력 또는 추력의 변화는 대응하는 스로틀 레버의 근위 연장부의 감지된 변위에 따라 일반적으로 제어되는 임의의 경우이다.

도 1 및 도 2에 도시된 실시예의 오토스로틀 조작기는 액추에이터 어셈블리(24), 모터(26) 및 위치 센서(28)에 의해 형성된다.

특정 구현에서, 액추에이터 어셈블리(24)는 베어링 어셈블리(30)(여기서는 셔틀 본체(30)라고도 칭함), 세장형 샤프트(32) 및 선형 포크(34)로 형성되는 구성을 포함한다.

베어링 어셈블리(30) 및 샤프트(32)의 조합은 회전 움직임을 선형 변위로 변환하는 기능을 한다. 도면에 도시된 실시예에서, 이 기능은 미네소타주 플리머스의 제조자 Zero-Max, Inc.에 의해 Roh'lix Linear Actuator로서 식별되는 상업적으로 입수가능한 어셈블리를 사용하여 구현된다. 3개의 세트로 된 6 롤링 요소 베어링(36)이 블록(38)에 형성되며 샤프트(32)가 샤프트를 다른 블록(38)의 종방향 변위를 위해 관통하여 연장되는 관통보어(40)에 대해 미리정해진 각도로 기초 블록(38)에 지지된다(블록(38) 및 샤프트(32)의 더 상세한 모습을 도 4에서 볼 수 있으며, 이는 이하에서 제2 실시예의 상황에서 설명된다). 베어링(36) 각각은 소정 각도로 샤프트(32)의 표면에 접촉하고, 따라서 베어링(36)은 샤프트를 따라 나선형 패턴을 추종하며 이에 의해 샤프트가 회전함에 따라 샤프트를 따라 블록(38)을 종방향으로 변위시킨다. 다른 방식으로는, 샤프트(32)가 회전함에 따라, 즉 모터(26)의 선택적 동작에 의해, 베어링(36)은 가상 나사산을 추종하여 샤프트(32)에서의 그리고 그것을 따른 블록(38)의 선형 종방향 변위를 유발한다. 기초 블록(38)은, 베어링(36)이 샤프트(32)에 그리고 그것에 대해 가하는 추력 및 대응하여 추력을 극복하기 위해 블록(38)에 수동적으로 가해져야 하는 선형적인 힘의 양을 선택적으로 설정하도록 조정되며, 베어링(36)이 샤프트의 표면을 따라 종방향으로 슬립되는 것을 허용하는 스프링(42) 및 연관된 나사(44)의 조합에 의해 결합되는 2개의 반부로서 구성된다. 따라서, 나사(44)의 미리정해진 조정에 의해 설정 및 제공되는 추력이 초과될 때, 블록(38)은 예를 들어 모터(26)에 의해 샤프트에 동시에 부여될 수 있는 임의의 회전에 관계없이 샤프트(32) 상에서 그리고 그것을 따라 미끄러진다.

계속해서 도 1 및 도 2를 참조하면, 모터(26)의 동작적으로 회전되는 샤프트는 블록(38)으로부터 떨어진 샤프트(32)의 단부에 결합된다. 모터(26)는 예를 들어 도식적으로 도시된 제어기(48)로부터의 펄스 또는 다른 전기 신호의 입력에 응답하여 약 1.8도 이격된 200개의 연속하는 회전 위치를 통해 스텝인(step in)하는 정밀 스테퍼 모터일 수 있다. 모터(26)는 제어기(48)로부터의 조작 신호에 기초하여 양방향으로, 즉 선택적으로는 시계방향 및/또는 반시계방향의 양쪽 모두/어느 하나로 증대적으로(즉, 단계적으로) 회전하도록 동작가능하다. 특정 구현 및/또는 항공기에 적절한 것으로 여겨지는 샤프트(32)의 회전 속력을 달성하기 위해 필요하거나 요망되는 경우, 하나 이상의 기어가 모터 샤프트와 샤프트(32) 사이에 선택적으로 개재될 수 있다. 모터(26)는 샤프트(32) 및/또는 모터 샤프트의 방해 없는 통과를 위한 개구(47)를 갖는 모터 브라켓(46)에 장착되며, 브라켓(46)은 모터(26)가 샤프트(32)를 동작적으로 회전시킴에 따라 모터(26)를 운동에 대해 고정시키기 위해서 항공기 조정석의 고정된 구조물에 자체적으로 고정가능하다.

제어기(48)는, 예시로서, 모터(26)의 동작, 및 선택적으로는 본 발명 오토스로틀 시스템의 연관된 요소 및 기능에 전용되는 프로세서 및 메모리를 갖는 저자 제어기를 포함할 수 있거나, 그 기능이 오토파일럿 시스템의 또는 비행 관리 시스템 또는 다른 항공전자기기의 제어 시스템 또는 요소 및/또는 항공기의 자동화 시스템에 또는 그 일부로서 통합될 수 있다.

선형 포크(34)는 셔틀 블록(38)을 스로틀 레버 부착 지점(20)에 연결한다. 단일 요소(이하에서 제2 실시예의 상황에서 설명됨)로서 구현될 수 있는 포크(34)는, 도시된 실시예에서, 블록(38)이 고정되는 쉘(shell) 또는 트레이(50), 그들의 단부 중 하나에서 스로틀 레버의 부착 지점(20)에 회전식으로 결합되는 한 쌍의 대향 연동 아암(52), 및 트레이(50)를 아암(52)에 결합시키는 웹(web)(54)을 포함한다. 모터(26)에 대한 대향하는 그 결합된 연결부인 샤프트(32)의 자유 단부 부분(56)은, 셔틀 블록(38)이 샤프트(32)를 따라 동작적으로 변위되거나 "왕복"함에 따라 샤프트 단부(56)를 수용하도록 웹(54)에 형성된 개구, 통로, 및 보이드 등을 통해 그리고 그것에 대해 자유롭게 운동가능하다.

샤프트(32)의 연장부를 따른 본체(38)의 셔틀 블록의 현재의 상대적인 변위 또는 위치는 예로서 위치 고정된 모터(26)와 운동가능 셔틀 본체(38) 사이의 거리 또는 간격의 변화를 감시함으로써 결정된다. 이 기능을 제공하기 위해서, 도시된 실시예에서 위치 센서(28)는 예를 들어 모터 브라켓(46)(모터가 고정됨)과 트레이(50)(셔틀 본체가 장착됨) 사이에 위치 센서로서 연결되는 캘리포니아주 채츠워스의 Celesco Transducer Products, Inc.에 의해 제조되는 MLP 축소 선형 포텐셔미터 같은 선형 포텐셔미터(58)에 의해 구현된다. 포텐셔미터 센서(58)는 제어기(48)에 전기적으로 연결되며, 이에 의해 제어기는 샤프트(32)에서의 그리고 그것을 따른 셔틀 본체(38)의(그에 따라, 대응하여 스로틀 레버의 근위 단부의 부착 지점(20)의) 선형 위치의 변화를 감시한다. 스로틀 위치는 시스템이 항공기에 설치될 때 포텐셔미터 센서(58)를 사용하여 정확하게 맵핑되고 기록된다. 선형 액추에이터는 스테퍼 모터에 의해 제어되기 때문에, 개별 단계를 위한 스로틀 위치의 맵은 스로틀 레버의 방해로 인한 명령되지 않은 운동 또는 운동의 슬립을 검지하는 수단으로서 결정 및 사용된다. 특정 실시예에서, 이러한 검지는 결국 오토스로틀을 결합해제하는 시스템을 초래할 수 있다.

도 3 내지 도 5는 항공기 오토스로틀 조작기의 제2 실시예를 도시한다. 본 실시예에서, 셔틀 블록(38)은 위에서 설명된 바와 같이(제어기(48)는 이들 도면에 도시되어 있지 않음) 이중 분기 포크(34)가 아닌 단일 요소로서 구현되는 셔틀 아암(34')에 의해 스로틀 레버 부착 지점(20)에 연결된다. 셔틀 아암(34')은 블록(38)이 고정되는 그 일 단부에서 쉘 또는 트레이(50')를 갖는다. 트레이(50')는, 베어링 어셈블리(30)의 감시 표면이 수직 평면에서 배향되는 반면, 제1 실시예에서 장착 표면은 수평 평면에서 배향되도록 배향된다. 모터(26)는 항공기의 내부 구조에 부착될 수 있는 브라켓(41)의 피폿 조인트에서 제자리에 보유지지될 수 있다. 블록(38) 및 샤프트(32)의 상세도를 도 4에서 볼 수 있다. 도 3에서, 블록(38)을 수용하는 하우징(39)의 커버는 도시되어 있지 않으며, 따라서 도면에서 블록(38)을 볼 수 있다. 도 5는 커버가 제자리에 있는 하우징(39)을 도시한다. 셔틀 아암(34')의 원위 단부에는 스로틀 레버의 부착 지점(20)에 회전식으로 결합되는 연동 아암(52')이 있다. 모터(26)에 대한 대향하는 그 결합된 연결부인 샤프트(32)의 원위, 즉 자유 단부 부분(56)은 연동 아암(52')에 대해 평행하고, 따라서 셔틀 블록(38)이 샤프트(32)를 따라 동작적으로 변위되거나 "왕복"함에 따라 자유롭게 운동할 수 있다.

이제, 자동화된 동작 모드에서(예를 들어, 오토파일럿 시스템의 제어 하에서) 항공기 스로틀을 선택적으로 제어하기 위한 본 발명 오토스로틀 조작기(10)의 기본적인 동작 방식에 대해서 설명하다. 제어기(48)로부터의 전기적인 신호에 응답하여, 스테퍼 모터(26)는 원하는 방향으로 결합된 샤프트(32)를 선택적으로 회전시키도록(각각 엔진 추력을 증가 또는 감소시키도록) 동작되고, 샤프트(32)가 회전함에 따라 베어링(36)이 회전 샤프트(32)의 표면을 따라 나선형 경로를 추종할 때 셔틀 본체(38)는 샤프트(32)를 따라 그리고 그것에 대해 선형적으로 변위된다. 셔틀 본체(38)의 이 선형적인 변위는 부착 지점(20)에서 연동 포크(34)를 통해 스로틀 레버(12)에 전달되어, 마치 스로틀 레버(12)가 그 원위 단부(16)를 파지하는 파일럿에 의해 버팀대(14)를 중심으로 수동적으로 운동되는 것처럼 스로틀 레버(12)가 그 버팀대(14)를 중심으로 피봇되게 한다. 스로틀 레버(12)의 근위 단부(18)에서의 부착 지점(20)의 결과적인 변위는 마찬가지로 엔진 제어 케이블(22)의 선형적인 변위를 유발하고, 따라서 엔진이 스로틀 레버와 연관된 항공기 엔진의 동력 출력 또는 추력을 변화시키게 한다. 따라서, 셔틀 본체(38)가 모터(26)를 향해 샤프트(32)를 따라 변위됨에 따라, 스로틀 레버(12)는 (도면에서) 반시계방향으로 회전하여 엔진 동력을 감소시키며, 셔틀 블록(38)이 모터(26)로부터 멀리 샤프트(32)를 따라 변위됨에 따라, 스로틀 레버(12)는 스로틀 레버가 그 원위 단부(16)에서 스로틀 레버를 파지하는 파일럿에 의해 수동적으로 조정되는 것처럼 시계방향으로 회전하여 엔진 동력을 다시 증가시킨다.

모터(26)에 대한 셔틀 본체(38)의 선형 위치 및 그에 따른 스로틀 레버(12)의 회전 위치의 변화는 포텐셔미터 위치 센서(58)의 출력을 감시함으로써 제어기(48)에 의해 결정될 수 있으며, 이는 셔틀 본체의 현재 위치에 대해서도 그러하다. 그러나, 예를 들어 미리정해진 대기속력을 달성 및/또는 유지하기 위해서 엔진 출력 동력을 변화시키는 것이 오토스로틀의 기능이기 때문에, 엔진 동력을 증가 또는 감소시키기 위한 모터(26)의 제어기 조작은 셔틀 블록(38) 및 모터(26)의 절대적인 위치 또는 상대적인 간격에 그리 크게 의존하지 않고, 그보다는 엔진 동력의 증가 또는 감소(및, 그에 따른 모터(26)의 조작)가 원하는 대기속력을 제공하기 위해 필요한지의 여부에 의존하며, 따라서 위치 센서의 출력의 감시는 오토스로틀 시스템의 적절한 동작의 확인에서 사용하기 위해 제어기(48)에 피드백을 제공하며, 그 반대로도 된다.

종래의 상업적인 오토스로틀 구성에 비교되는 본 발명 오토스로틀 시스템(10)의 중요한 그리고 매우 유리한 특징은 클러치 및 그 연관된 장치 및 연결부의 사용 없는 치환 능력의 제공이다. 시스템(10)이 결합될 때 그리고 나아가 그것이 그렇게 유지될 때 스로틀(들)의 수동적인 파일럿 제어를 위해 용이하게 치환되는 본 발명 시스템(10)의 능력은 시스템(10) 및 그 구성의 중요한 그리고 고유한 특징이다. 스로틀 레버(12)를 그 원위 단부(16)에서 물리적으로 파지하고 스로틀을 전진 또는 지연시키기 위해 충분한 힘을 가함으로써, 셔틀 본체(38)는 (레버(12)의 근위 단부(18)에 대한 그 결합된 연결부에 의해) 샤프트(32)를 따라 종방향으로 슬립 또는 슬라이드 되게 되고, 따라서 제어기(48)가 모터 및 샤프트(32)의 회전을 달성하기 위해 동작적으로 활성화된 상태를 유지하더라도 스로틀의 수동적인 파일럿 제어를 제공한다. 물론, 스로틀 레버(12)의 수동적인 조종이 개시될 때, 오토스로틀 제어기(48)는 통상적으로 모터(26)의 지속된 동작으로부터 자동적으로 비활성화될 것이지만, 예를 들어 오토스로틀 기능을 용이하게 그리고 즉각적으로 치환하기 위해 체계적 또는 구성요소 실패의 경우에 스로틀의 수동 제어를 용이하게 떠맡는 기능은 항공기의 페일세이프 동작의 보장에 있어서의 특히 주목할 만한 향상이다.

앞서 설명된 바와 같이, 오토스로틀 구성의 파일럿 달성 수동 치환은, 파일럿이, 최소한, 베어링(36)이 샤프트(32)의 표면에 가하는 추력을 초과하는 힘에 의해 스로틀 레버(12)를 전진 또는 지연시키는 것을 필요로 한다. 추력은 셔틀 본체(38)의 조정 나사(44)의 선택적 회전, 특히 본 발명 구성의 특정한 구현에 의해 조정가능하기 때문에, 추력은 파일럿에 의해 수동적인 치환이 특정 적용에 그리고 항공기의 지속적인 안전한 동작의 보장에 적절한 것으로 간주되는 파일럿 적용 힘의 적당한 크기를 사용함으로써 용이하게 이용될 수 있는 것을 보증하도록 미리설정된다. 샤프트(32)의 회전을 따른 그리고 그에 응답한 셔틀 본체(38)의 선형 운동을 보증하기에 충분한 크기로의 베어링 추력의 설정은, 스로틀 레버에 대한 적당한 파일럿 적용 힘을 사용하여 스로틀의 신뢰할 수 있는 자동화된 오토스로틀 제어 및 수동적인 치환 제어를 제공할 것이다.

예를 들어, 본 발명 오토스로틀 어셈블리에서의 사용을 위해 고려되는 스테퍼 모터는 샤프트(32)를 회전시켜 예를 들어 약 12파운드의 토크를 엔진 스로틀 제어 케이블(22)에 대해(즉, 스로틀 레버(12)의 근위 단부(18)에서) 생성시키며 약 4 내지 6 파운드의 힘을 스로틀 레버(12)의 원위 단부(16)에 생성시킨다. 이는, 시스템(10)의 전형적으로 의도된 구현에서, 항공기 파일럿이, 모터(26)가 샤프트(32)에 결합되고 그것을 동작적으로 회전시키는 경우에도 그리고/또는 전체 어셈블리가 동결되는 경우에도, 스로틀 레버의 원위 단부(16)를 적어도 4 내지 6 파운드의 힘으로 밀거나 당김으로써 간단하게 오토스로틀을 용이하게 치환할 수 있음을 의미한다. 스로틀 레버에 약 4 내지 6 파운드 또는 그것을 초과하는 힘- 오토스로틀이 결합되지 않은 상태에서 스로틀 레버를 수동적으로 조정하는데 필요한 힘보다 그리 크지 않은 비교적 적은 양 -을 수동적으로 적용함으로써, 셔틀 본체(38)는 샤프트가 모터(26)에 의해 회전되고 있는지 여부에 관계없이 샤프트(32) 상에서 그리고 종방향으로 그것을 따라 슬립될 것이고, 따라서 파일럿은 충분한, 구속되지 않은 그리고 무조건적인 수동적 스로틀 제어를 즉각 달성할 것이다. 따라서 오토스로틀 구성은 언제라도 항공기 스로틀(들)의 수동적인 제어를 용이하게 떠맡는 기능을 파일럿에게 보장하는 본질적으로 안전한 시스템을 제공한다. 항공기 오토파일럿 시스템의 요소와 조합될 때 또는 그것을 형성할 때, 오토스로틀 구성(10)은 오토스로틀 제어기 및 오토파일럿 지시 동작에 의해 가해지는 힘을 신속하고 용이하게 치환하는 본질적으로 안전한 기능을 제공한다.

본 발명 오토스로틀 구성은, 항공기가 예를 들어 항공기의 현재 동작 조건 또는 조작에서 과도하게 높거나 과도하게 낮은 대기속력에서 동작하고 있는 것으로 결정되는 경우에 파일럿에게 경고를 제공하도록 구현될 수도 있다. 알려진 바와 같이, 일반적으로 시스템(10)에 포함되는 것으로 고려되는 모터(26) 같은 스테퍼 모터는, 통상적인 사용시에 모터가 그 샤프트를 단계적으로 양방향으로 회전하게 하도록 선택적으로 활성화되는 (예를 들어) 3개의 코일을 갖는다. 이 실시예에 따르면, 제어기(48)가 예를 들어 적어도 항공기 대기 속력을 감시함으로써 대기속력이 미리정해진 범위의 값의 경계 또는 한계에 도달하는 것으로 결정할 때, 햅틱 피드백이 스로틀 레버에 적용될 수 있는데, 이는 즉 "스틱쉐이커(stickshaker) 기능"과 유사하다.

따라서, 제어기(48)가 항공기의 증가하는 대기속력이 미리정해진 안전 한계 값(예를 들어, 항공기의 최대 구조 순항 속력)에 도달하거나, 그 감소하는 속력이 미리정해진 최소 한계 값(예를 들어, 항공기의 최소 제어가능 대기속력 또는 실속 속력)에 도달하는 것으로 결정하는 경우, 모터(26)는 스로틀 레버가 요동하게 하거나 흔들리게 하도록 동작될 수 있고, 따라서 파일럿에게 안전하지 않은 과잉 속력 또는 미달 속력 조건의 임박을 경고할 수 있다. 마찬가지로, 엔진 토크를 감시함으로써, 엔진이 안전하지 않은 동작 조건, 예를 들어 초과 토크에 있거나 그것에 도달하는 것으로 결정되는 경우, 제어기(48)는 마찬가지로 스로틀 손잡이(12)를 통해 유사 햅틱 피드백을 제공함으로서 파일럿에게 경고를 제공할 수 있다.

이 기능은, 예를 들어 3개의 코일 중 2개만을 활성화시키거나 모터 코일 중 선택된 하나 이상에 전기 신호를 급속하게 순환시킴으로써 모터의 다수의 가동 코일의 개개 또는 그 조합에 전기 신호를 선택적으로 가함으로써 구현되며, 이러한 햅틱 경고시에 오토스로틀이 스로틀 및 그에 따른 엔진 동력을 자동제어하기 위해 결합 또는 활성화되어야 하거나 그렇게 된 것을 필요로 하지 않는다. 따라서, 이러한 파일럿 경고 기능을 위해, 본 발명 오토스로틀 시스템(10)은 "상시" 감지 및 햅틱 경고 능력을 제공한다. 임의의 경우에, 제어기(48)가 그 햅틱 경고에 응답하여 스로틀 레버(12)의 위치에 대한 수동 입력 변화가 가해지지 않은 것을 감지하는 경우, 시스템(10)은 위에서 설명된 바와 같이 샤프트(32)의 적절한 모터 구동 회전 및 결과적인 셔틀 본체(38)의 선형 변위에 의해 대기속력 또는 과잉토크를 보정하기 위해 엔진 동력 또는 토크를 동작적으로 조정하도록 구성될 수 있다.

따라서, 이 기능을 구현함으로써, 시스템(10)은, 제어기(48)가 경고- 경계 조건을 벗어난 것을 보정 또는 개선하기 위해 모터(26)의 동작에 의한 스로틀 레버의 자동화된 제어 운동의 개시 및/또는 스로틀 레버(12)의 흔들림 또는 요동 또는 진동에 의해 전달되는 햅틱 피드백에 의해 전달됨 -를 보장하거나 필요로 할 수 있는 항공기의 관련된 특성 및 동작 조건을 지속적으로 감시하는 상태에서, 항상 결합되어 있는 것으로 볼 수 있다.

본 발명 오토스로틀 구성의 다른 바람직한 특징은, 예를 들어 대응하는 엔진의 동력 출력을 각각 제어하는 2개의(또는 그 초과의) 스로틀 레버를 갖는 항공기에서 실현된다. 이러한 다중 엔진 항공기에서, 스로틀 레버의 조종을 통한 대기속력의 수동 제어는 2개 (또는 그 초과)의 스로틀 레버를 동시에 전진(또는 지연)시킴으로써 달성된다. 이러한 다중 엔진 항공기의 스로틀의 수동 파일럿 제어에서 발생할 수 있는 문제는, 다중 스로틀 레버들이 함께 조정되지 않는 경우, 즉 그로 인해 각각의 레버가 대략 동일한 양으로 전진 또는 지연되는 경우, 엔진은 상이한 레벨의 동력 또는 토크를 생성할 수 있고, 그 결과 하나의 날개의 엔진이 다른 날개의 엔진보다 더 적은(또는 더 많은) 추력을 생성함에 따라 하나의 엔진이 다른 것보다 큰 추력 또는 토크를 생성하는 것에 의해 항공기의 추진력이 균형되지 않을 수 있다. 마찬가지로, 항공기의 다른 엔진에 관한 하나의 엔진의 동작 특성은, 각각의 스로틀 손잡이가 대응하여 위치결정 또는 조정되는 경우에도 각각의 엔진이 상이한 양의 추력 또는 토크를 발생시키는 결과를 초래할 수 있다.

본 발명 오토스로틀 시스템(10)이 엔진 각각에 대해 제공되는 다중 엔진 항공기에서, 2개(또는 그 초과)의 엔진에 의해 생성되는 추력 또는 토크의 불균형은 위에서 설명된 절차를 사용하여 스로틀 레버의 하나 또는 양자/모두를 햅틱적으로 흔들거나 진동(등등)시킴으로써 불균형에 대해 파일럿을 경고 또는 경계시키기 위해 제어기(들)(48)에 의해 감지 및 사용될 수 있다. 앞서 언급된 바와 같이, 이 기능은 오토스로틀 시스템(10)이 스로틀 레버의 위치를 자동제어하고, 대응하여 엔진의 추력 또는 동력 출력을 자동적으로 변경 또는 조정하기 위해 작동적 사용 상태에 있는 것을 필요로 하지 않는다. 또한, 위에서도 설명된 바와 같이, 시스템은, 다중 엔진이 동기화되어 있지 않거나 동일한 수준의 추력 또는 토크를 발생시키지 않는 것의 검지가 엔진 중 하나 이상의 오토스로틀 시스템(10)으로 하여금 대응하는 스로틀 레버(들)(12)를 자동적으로 조정하고 그에 따라 다중 엔진의 관련된 동작 특성을 평등화하게 하도록 구성될 수 있다.

다중 엔진 항공기에 있어서의 본 발명 오토스로틀 구성의 다른 바람직한 적용은, 하나의 엔진이 실패하거나 의도된 또는 기대한 것보다 적은 추력을 발생시키는 것으로 결정될 때 2개의 엔진 중 하나에 대한 과도하게 많은 출력의 적용을 경고 및 방지하는 것이다. (예시적인 예의) 2개 엔진 항공기에 있어서, 제조자는, 항공기가 비행중일 때의 하나의 엔진에서의 최대 제어가능 대기속력, 즉 2개의 엔진 중 하나만이 동작되는 상태에서 파일럿이 항공기를 유효하게 회전 비행시키고 땅으로 하강 비행시키는 정도까지 항공기가 요잉되는 것을 방지하기에 충분한 방향타 권한을 갖는 최소 대기속력으로서, 대기속력 VMCA를 확립했을 것이다. 따라서, 비행에 있어서의 하나의 엔진의 실패 또는 성능 저하는, 다중 엔진 항공기의 파일럿이 대기속력을 VMCA에 또는 그 위에서 유지하기 위해 즉시 수평비행으로 전환하고, 상당한 방향타를 적용하며 나머지 엔진에 대한 동력을 증가시키는 것을 요구하는 비대칭 추력 조건을 생성한다. 그리고, 하나의 엔진이 실패할 때, 항공기 대기속력이 엔진 동력이 전반적으로 충만 동력 또는 추력의 부분으로 회복될 때의 비행의 착륙 단계에서와 같이 VMCA 미만이 되는 경우, 동작 상태로 유지되는 엔진에 대한 과도하게 많은 동력의 적용은 방향타의 적용이 안전한 회복을 불가하게 하는 추력에 있어서의 위험한 비대칭 및 역요(adverse yaw)를 생성할 것이다.

따라서, 본 발명 오토스로틀 구성의 추가적인 용도에서, 제어기(48)는 (적어도) 다중 엔진 항공기의 현재의 대기속력(및, 바람직하게는 가속도)을 감시하고, 하나의 엔진 동작에 대해 현재 비행 및 동작 조건하에서 나머지 엔진에 적용되어야 하거나 적용될 수 있는 최대 안전 또는 허용가능 추력을 지속적으로 계산할 것이다. 다른 방식으로는, 제어기(48)는, VMCA 미만의 현재의 대기속력에 대해서, 그 대기속력에 대한 나머지 엔진의 허용가능 동력 한계(즉, 최대 안전 또는 허용가능 발생 추력)를 지속적으로 계산한다. 스로틀 레버(12)의 위치에 따라 나머지 엔진에 의해 생성되고 있는 동력 또는 추력이 증가하고 엔진이 현재 대기속력에서 생성하도록 허용되어야 하는 계산된 최대 추력에 접근(또는 그 최대 추력에 있거나 그것을 넘는)하는 경우, 임박한 또는 기존의 과잉스로틀 조건을 파일럿에게 경고하기 위해 (위에서 설명된 바와 같이) 엔진의 스로틀 레버(12)를 진동 또는 요동시킴으로써 경보 또는 경고가 본 발명 구성(10)에 의해 생성될 것이다.

스로틀 레버(12)의 위치가 경고에 응답하여 파일럿에 의해 수동적으로 조정되지 않는 경우, 파일럿 입력 없이 그리고 오토스로틀 시스템(10)이 그때까지 항공기 스로틀을 동작적으로 제어했는지 여부에 관계없이, 본 발명 오토스로틀 구성(10)의 모터(26)가 적절한 조건하에서 시스템(10)의 제어 하에 스로틀 레버의 위치를 조정하도록(및 따라서 스로틀을 지연하도록) 동작될 수 있고, 따라서 동작중인 엔진의 과잉스로틀 조건을 회피 또는 종료시킬 수 있다.

이 기능은, 다른 엔진의 실패에 응답하여, 엔진에 대한 허용가능 추력 한계가 접근됨에 따라 햅틱 피드백을 제공함으로써(스로틀 레버(12)를 진동 또는 요동시킴으로써) 나머지 엔진의 과잉스로틀 조건을 회피하는데 적절한 양만큼만 스로틀을 수동적으로 전진시키는데 있어서 파일럿을 보조하기 위해서 제공될 수도 있으며; 파일럿은 스로틀 레버가 진동하기 시작할 때까지 스로틀 레버의 수동적 전진을 진행할 수 있으며, 항공기 대기속력이 증가하기 시작함에 따라 다시 오토스로틀 시스템(10)이 스로틀 레버의 진동을 재개할 때까지 스로틀 레버의 수동적 전진을 계속할 수 있다. 제어기(48)는 대기속력이 증가함에 따라 증가하는 최대 허용가능 엔진 추력을 지속적으로 계산하고 결정하기 때문에, 파일럿은 오토스로틀 시스템(10)에 의해 스로틀 레버에 적용되는 진동 또는 그 결여에 따라 스로틀 레버(12)의 수동적 조정을 지속할 수 있다. 이러한 방식에서, 파일럿은 엔진이 현재의 대기속력 및 제어기(48)가 감시할 수 있는 다른 관련된 비행 및 환경 인자에 기초한 최대 안전 추력을 발생시키도록 항상 동작하도록 스로틀의 수동적 조정에 있어서 지속적으로 안내된다.

본 발명 오토스로틀 시스템의 이것 및 다른 구현 및 적용에 대해, 시스템은 파일럿 작용에 대한 필요성의 긴급성의 함수로서 스로틀 레버의 이러한 햅틱 진동 또는 요동의 크기를 자체적으로 조정 또는 변경 또는 스케일링할 수 있고, 따라서 예를 들어 시스템은 대기속력 또는 추력 등의 한계 값이 먼저 접근됨에 따라 스로틀 레버에 대해 비교적 작은 크기의 진동을 적용하고, 한계 값이 계속해서 접근되고 도달 또는 초과됨에 따라 스로틀 레버에 적용되는 진동의 크기가 증가한다.

따라서, 이러한 기능을 구현함으로써, 시스템(10)은 제어기(48)가 항공기의 특성 및 동작 조건을 지속적으로 감시하는 상태에서 항상 결합된 것으로 볼 수 있다. 예를 들어, 이러한 감시에 의해 본 발명 오토파일럿 시스템은 추가로 이하에서 설명되는 바와 같이 추가의 바람직한 동작 모드를 제공하도록 구성된다.

예를 들어, 시스템(10)은 속력 유지 모드(Speed Hold Mode)를 제공하도록 구성될 수 있다. 속력 유지 모드에서, 시스템(10)은 선택된 대기속력을 달성 및 유지하도록 엔진 추력을 조정한다.

시스템(10)은 또한, 시스템(10)이 선택된 엔진 토크를 달성 및 유지하기 위해 엔진 추력을 조정하도록 구성되는 토크 유지 모드(Torque Control Mode)를 제공하도록 구성될 수 있다.

시스템(10)은 또한 온도 한계 제어 모드(Temperature Limit Control Mode)를 제공하도록 구성될 수 있다. 이 모드에서, 엔진 추력은 선택된 엔진 터빈 입력 온도를 달성 및 유지하도록 조정된다.

시스템(10)은 또한, 시스템(10)이 모든 동작 모드에서 엔진 토크, 속력 및 온도가 미리정해진 목표를 초과하는 것을 막도록 엔진 추력을 조정하는 엔진 보호 모드(Engine Protection mode)를 제공하도록 구성될 수 있다. 특정 실시예에서, 오토스로틀은 엔진이 이하: 토크, 축 마력, 엔진 및 프로펠러 속력, 엔진 온도, 엔진 압력비 중 하나 이상에 대한 한계를 초과하는 것을 막도록 구성될 수 있다.

시스템(10)은 또한 속력 보호 모드(Speed Protection Mode)를 제공하도록 구성될 수 있다. 이 모드에서는, 항상 오토파일럿 시스템은 항공기를 엔진 추력의 조정에 의해 과잉 속력 또는 미달 속력으로부터 보호한다.

시스템(10)은 또한, 스로틀의 수동 조종 동안, 스로틀이 파일럿에 의해 과도하게 급속하게 운동하여 엔진 동력 서지(engine power surge)를 초래할 수 있는 경우, 오토파일럿 기구가 예를 들어 스로틀 레버를 진동시킴으로써 파일럿에게 경고를 제공하는 모드를 제공하도록 구성될 수 있다.

시스템(10)은 또한, 파일럿에 의해 결합될 때, 항공기의 총중량 및 공기역학적 특성에 기초하여 계산되는 난기류 관통 속력을 달성하기 위해 동력을 자동적으로 조정하는 난기류 관통 모드를 제공하도록 구성될 수 있다.

시스템(10)은 또한, 접근 및 이륙 속력이 계산되고 오토스로틀의 속력 제어 모드에 인입되는 모드를 제공하도록 구성될 수 있다. 착륙 접근 속력은 전형적으로 총중량과 실속 마진 속력의 함수로서 계산되며 또한 예를 들어 풍속 및 플랩 구성 같은 인자를 포함할 수 있다. 시스템(10)은 또한 예를 들어 항공기 평균 받음각(Angle Of Attack) 센서로부터의 평균 AOA를 사용함으로써 최적 리프트 오버 드래그(Lift over Drag)(L/D)를 유지하기 위해 대기속력을 계산 및 제어할 수 있다.

시스템(10)은 또한 예를 들어 자동적 대기속력 제어 및 받음각 제어 같은 다중 오토스로틀 모드를 제공하도록 구성될 수 있다. 자동 모드에서, 오토스로틀은, 온도가 오토스로틀에 의해 엔진이 최대 허용 온도로 제어되는 임계점이 될 때까지 초기 이륙 및 상승 동안 토크 한계로 제어함으로써 비행기를 최대 속력에서 비행시킨다. 특정 실시예에서, 오토스로틀은 항공기가 이하: 통상 및 난기류 조건 하에서의 최소 대기속력, 최대 받음각, 및 최대 대기속력 중 하나 이상에 대한 한계 조건으로부터 벗어나는 것을 막도록 구성될 수 있다.

시스템(10)은 또한, 그것이 완전 권한 디지털 엔진 제어(FADEC) 같은 보호 기구를 갖지 않는 엔진에 설치될 때, 오토파일럿이 예를 들어 온도, 속력 압력비, 토크, 마력 등과 같은 임계 엔진 파라미터를 감시하고 이들 파라미터가 최댓값을 초과하는 것을 방지하도록 작용하도록 구성될 수 있다.

시스템(10)은 또한, 2개의 엔진 항공기에서의 하나의 엔진 손실의 경우에, 오토파일럿이 나머지 엔진의 동력 설정을 실속 속력 위에 머물게 하고 동시에 그 엔진에 의해 발생되는 동력을 초과하지 않도록 관리하도록 구성될 수 있으며, 이는 실속 또는 스핀(spin)을 유도할 수 있는 원치 않는 회전의 불안전한 비행 조건을 회피하도록 항공기 방향타 권한에 의해 보상될 수 있다.

거의 없거나 또는 비교적 작은 변형을 갖는 본 발명 시스템의 여기 개시된 및 다른 실시예는 또한 엔진 스로틀 제어 이외에 항공기 비행 제어 시스템 및 요소의 자동화된 제어에 적용될 수 있다. 예를 들어, 구성(10)은, 스로틀 레버 대신에, 항공기의 오토파일럿 시스템의 제어의 일부로서 또는 그 제어 하에 이들 비행 제어 표면의 위치를 자동 조정하기 위해 에일러론(aileron), 트림탭(trimtab)(들), 수평 안정기 및 방향타 같은 항공기 제어 표면 요소에 연결 또는 결합될 수 있다.

본 명세서 및 도면에서 예시적인 실시예를 도시하고 설명하였지만, 그 원리 및 사상 내에서 도시 및/또는 설명된 예시적인 실시예에 대해 변화가 이루어질 수 있다는 것을 통상의 기술자는 인식할 것이다.

Claims (18)

1. 항공기를 위한 오토스로틀 시스템이며,
   모터로부터 연장되는 샤프트에 회전 운동을 부여하도록 구성되는 모터로서, 모터는 지지부에 장착되는, 모터;
   샤프트 및 스로틀 레버의 부착 단부에 동작적으로 연결되는 액추에이터 어셈블리로서, 스로틀 레버는 수동적인 힘의 적용을 위한 부착 단부 반대측의 제어 단부를 갖는, 액추에이터 어셈블리;
   모터와 액추에이터 어셈블리의 운동 부분 사이에 동작적으로 연결되는 위치 센서; 및
   모터가 스로틀 레버의 운동을 유발하기 위해 위치 센서로부터 수신되는 위치 정보에 적어도 부분적으로 기초하여 액추에이터 어셈블리를 정해진 액추에이터 위치로 운동시키도록 모터를 제어하도록 구성되는 전자 제어기를 포함하고,
   액추에이터 어셈블리는,
   샤프트의 회전 운동을 샤프트를 따른 베어링 어셈블리의 선형 움직임으로 변환하기 위해 샤프트의 표면에 접촉하도록 구성되는 복수의 베어링을 갖는 베어링 어셈블리; 및
   베어링 어셈블리에 부착되도록 구성되는 제1 단부의 장착 표면 및 레버의 부착 단부에 동작적으로 결합되는 셔틀 아암의 제2 단부의 적어도 하나의 연동 아암을 갖는 셔틀 아암을 포함하는, 오토스로틀 시스템.
2. 제1항에 있어서, 액추에이터 어셈블리는, 스로틀 레버의 제어 단부의 수동적인 운동이 베어링 어셈블리에 대한 샤프트의 원위 단부에 추력을 가하도록 구성되며; 추력이 역치를 초과하는 경우, 베어링 어셈블리는 모터에 의해 샤프트에 동시에 부여될 수 있는 임의의 회전에 관계없이 샤프트를 따라 슬립되도록 구성되는, 오토스로틀 시스템.
3. 제2항에 있어서, 베어링 어셈블리는 추력 역치를 선택적으로 설정하기 위해 조정되는 장력 요소들의 조합에 의해 결합되는 2개의 반부로서 형성되는, 오토스로틀 시스템.
4. 제1항에 있어서, 베어링 어셈블리는 그 관통보어 내에 샤프트를 수용하도록 구성되고 적어도 한 세트의 베어링을 포함하며, 각각의 베어링은 샤프트의 종방향 축선에 대해 정해진 각도로 샤프트의 표면에 접속하도록 베어링 어셈블리에 지지되어 있는, 오토스로틀 시스템.
5. 제1항에 있어서, 셔틀 아암은 스로틀 레버의 부착 단부에 회전식으로 결합되는 그 제2 단부의 2개의 연동 아암을 포함하며, 셔틀 아암은 베어링 어셈블리가 샤프트를 따라 운동함에 따라 샤프트의 원위 단부를 수용하는 개구를 포함하는, 오토스로틀 시스템.
6. 제1항에 있어서, 셔틀 아암의 제2 단부의 적어도 하나의 연동 아암은 스로틀 레버의 부착 단부에 회전식으로 결합되고, 적어도 하나의 연동 아암은 베어링 어셈블리가 샤프트를 따라 운동함에 따라 샤프트의 원위 단부의 자유로운 운동을 허용하도록 샤프트에 평행하게 위치결정되는, 오토스로틀 시스템.
7. 제1항에 있어서, 모터는 양방향 스테퍼 모터인, 오토스로틀 시스템.
8. 제1항에 있어서, 제어기는 정해진 조건하에서 사용자에게 햅틱 피드백을 제공하기 위해 스로틀 레버를 흔들게 하도록 구성되는, 오토스로틀 시스템.
9. 제8항에 있어서, 정해진 조건은 대기속력이 대기속력 값의 정해진 범위의 경계에 접근하고 있다는 제어기에 의한 결정을 포함하는, 오토스로틀 시스템.
10. 제8항에 있어서, 제어기는 모터의 모든 다중 가동 코일 중 일부에 전기 신호를 선택적으로 인가하거나 모터 코일 중 선택된 하나 이상에 전기 신호를 급속하게 순환시킴으로써 스로틀 레버가 흔들리게 하도록 구성되는, 오토스로틀 시스템.
11. 제8항에 있어서, 제어기는 오토스로틀 시스템이 스로틀 레버의 위치를 제어하기 위해 결합되었는지 여부에 관계없이 정해진 조건하에 스로틀 레버가 흔들리게 하도록 구성되는, 오토스로틀 시스템.
12. 제8항에 있어서, 제어기가 스로틀 레버의 제어 단부에 수동적인 힘이 가해지지 않았다고 결정하는 경우에, 제어기는 정해진 조건을 상쇄시키기 위해 스로틀 레버를 운동시키도록 구성되는, 오토스로틀 시스템.
13. 제8항에 있어서,
    시스템은 복수의 엔진을 갖는 항공기에 설치되고, 각각의 엔진의 스로틀 레버는 개별적으로 제어되며;
    정해진 조건은 엔진에 의해 생성되는 추력 또는 토크의 서로에 대한 불균형을 포함하는, 오토스로틀 시스템.
14. 제1항에 있어서,
    시스템은 2개의 엔진을 갖는 항공기에 설치되고, 각각의 엔진의 스로틀 레버는 개별적으로 제어되며;
    엔진 손실의 경우에, 나머지 엔진의 동력 설정은 실속 속력 위에 머물도록 제어되고 엔진 동력 역치를 초과하지 않도록 더 제어되며, 엔진 동력 역치는 항공기의 원치않는 회전을 방지하도록 항공기 방향타의 작용에 의해 보상될 수 있는 최대 동력 불균형에 적어도 부분적으로 기초하는, 오토스로틀 시스템.
15. 제1항에 있어서, 시스템은 이하의 엔진 파라미터 중 적어도 하나를 감시하고 적어도 하나의 감시된 엔진 파라미터가 정해진 최대값을 초과하는 것을 방지하도록 작용하도록 구성되며, 엔진 파라미터는 온도, 속력, 압력비, 토크, 및 마력을 포함하는, 오토스로틀 시스템.
16. 제1항에 있어서, 시스템은 이하의 파라미터 중 적어도 하나를 감시하고 적어도 하나의 감시된 파라미터에 대한 한계 조건의 벗어남을 방지하도록 작용하도록 구성되며, 파라미터는 통상적 조건 및 난기류 조건하의 최소 대기속력, 최대 받음각, 및 최대 대기속력을 포함하는, 오토스로틀 시스템.
17. 제1항에 있어서, 시스템은, 결합될 때, 항공기의 총중량에 적어도 부분적으로 기초하여 계산되는 난기류 관통 속력을 달성하도록 엔진 동력을 자동적으로 조정하는 난기류 관통 모드를 제공하도록 구성되는, 오토스로틀 시스템.
18. 제1항에 있어서, 모터는 DC 모터인, 오토스로틀 시스템.

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