KR20230095917A - 공중 정지가 가능한 항공기 및 관련 항공기를 제어하기 위한 방법 - Google Patents
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Abstract
공중 정지가 가능한 항공기(1)를 제어하는 방법이 기술되었으며, 이 항공기(1)는: 제 1 엔진(10a); 제 2 엔진(10b); 적어도 하나의 회전자(3); 및 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)과 회전자(3) 사이에 개재된 변속기(8)를 포함하고; 변속기(8)는 제 1 엔진(10a)의 제 1 출구 부재(11a) 및 제 2 엔진(10b)의 제 2 출구 부재(11b)에 각각 연결된 제 1 및 제 2 유입구(12a, 12b)를 포함하고; 이 방법은 항공기(1)를 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)이 제 1 및 제 2 출력 값(P1, P2)을 이용가능하게 하는 제 1 구성; 또는 제 1 엔진(10a)이 제 1 유입구(12a)에 대해 제 1 출력 값(P1)보다 큰 제 3 출력 값(P3)을 이용가능하게 하고 제 2 엔진(10b)이 제 2 유입구(12b)에 무 출력 값(P4)을 전달하는 제 2 구성에 배치하는 단계 ⅰ)를 포함하고; 이 방법은 또한 ⅱ) 항공기(1)의 동작 조건과 연관된 일련의 파라미터를 검출하는 단계; 및 ⅲ) 파라미터들이 각각의 제 1 값을 취할 때, 제 1 구성으로부터 제 2 구성으로의 항공기(1)의 전환을 가능하게 하는 단계를 포함하는 것으로 특징지어진다.
Description
관련 출원에 대한 상호 참조
본 특허 출원은 2020년 8월 4일에 출원된 유럽 특허 출원 번호 20189398.9의 우선권을 주장하며, 그의 전체 개시내용은 본 명세서에 참조로서 포함된다.
기술 분야
본 발명은 공중 정지(hovering)가 가능한 항공기를 제어하기 위한 방법 및 항공기 자체에 관한 것이다.
보다 자세하게는, 이 항공기는 헬리콥터 또는 전환식 비행기이다.
알려진 방식의 헬리콥터는 기본적으로 동체, 제 1 축 둘레로 회전 가능하고 동체의 상단부에 배치된 메인 회전자 및 헬리콥터의 꼬리 단부에 배치되고 제 1 축을 가로지르는 제 2 축 둘레로 회전 가능한 토크-방지 회전자를 포함한다.
알려진 유형의 헬리콥터는 또한 엔진 시스템 및 엔진 시스템의 출구 샤프트로부터 메인 회전자로 운동을 전달하기 위한 변속기 유닛을 포함한다.
다중-엔진 솔루션에서, 엔진 시스템은 변속기에 연결된 각각의 출구 샤프트가 제공되는 적어도 한 쌍의 엔진, 보다 정확하게는 터보-샤프트 엔진을 포함한다.
적어도 트윈-엔진 헬리콥터에서, 각 "터보-샤프트" 엔진은 다른 터보-샤프트 엔진이 고장난 경우 필요한 출력을 보장하기 위해 과도한 크기를 갖는다.
결과적으로, 각 터보-샤프트 엔진은 두 터보-샤프트 엔진이 모두 동작 중일 때 헬리콥터에 의해 필요한 것보다 큰 최대 출력을 전달할 수 있다.
상기 과도한 크기는 터보-샤프트 엔진의 중량 및 연료 소비의 측면에서 차선책이다.
사실, 전진 비행의 순항 속도에서 터보-샤프트 엔진은 이러한 최대 출력 값의 대략 55% 값과 80% 값 사이에 포함된 각각의 출력 수준을 전달한다.
이러한 출력 수준에서, 엔진 효율은 더 높은 특정 연료 소비를 가지고 100%에 가까운 출력 수준에서의 효율보다 훨씬 낮다.
다시 말하면, 일반적으로 최대 전달 가능한 출력의 60%와 동등한 수준에서 동작하는 터보-샤프트 엔진의 효율은 최대 출력을 전달할 때보다 더 높은 특정 연료 소비를 갖는다.
이것은 일반적으로 헬리콥터 상에서 터보-샤프트 엔진이 순항 속도에서 차선의 특정 연료 소비를 갖는다는 것을 의미한다.
순항 조건에서 특정 연료 소비를 감소시키기 위해, 터보-샤프트 엔진 중 하나를 중지하고 나머지 엔진을 비행에 사용하는 것이 제안되었다. 이러한 방식으로, 동작하도록 남아있는 하나의 또는 유일한 터보-샤프트 엔진은 모든 터보-샤프트 엔진이 작동 중인 경우에 전달될 수 있는 것보다 더 많은 출력을 전달하며 따라서 각각이 더 낮은 특정 연료 소비로 동작할 수 있다.
그러나 터보-샤프트 엔진이 정지된 이러한 비행 모드는 헬리콥터의 결정된 동작 조건 하에서만 가능하다.
이 섹터는 또한 헬기가 전술된 동작 조건을 만족하는지 여부를 신속하게 식별해야 할 필요성을 느낀다.
또한, 이 섹터는 헬리콥터가 이들 동작 조건을 벗어나는 경우 이러한 비행 모드를 방지하고 정지 터보-샤프트 엔진을 이용하는 이러한 비행 모드의 중단을 용이하게 할 필요성을 느낀다.
이 섹터는 또한 헬리콥터가 이들 동작 조건을 충족하지 않을 때 전술된 비행 모드가 필요한 경우, 헬리콥터를 이들 동작 조건 내로 다시 가져오기 위해서 수행할 올바른 동작을 조종사에게 즉시 표시해야 할 필요성을 느낀다.
이 섹터는 또한 전술된 비행 모드가 요청된 경우 헬리콥터가 이들 동작 조건을 종료할 위험이 있는지를 지속적으로 확인하고 그러한 위험을 조종사에게 즉시 경고해야 할 필요성을 느낀다.
마지막으로, 터보-샤프트 엔진과 변속기 사이에 일반적으로 존재하는 커플링을 가능한 한 많이 유지하면서 정지된 터보-샤프트 엔진으로 상기 비행 모드를 가능하게 할 필요성을 느낀다. 이것은 상기 커플링을 재설계할 필요 없이 이미 존재하는 헬리콥터에서 이러한 비행 모드를 구현할 수 있게 하기 위한 것이다.
예를 들어, 문서 US-A-2016/0237917은 트윈-엔진 헬리콥터의 특정 연료 소비를 최적화하는 방법을 기술한다. 이 방법은 "안정화된 비행 속도"로 표시된 속도로 터보-샤프트 엔진 중 하나를 작동시키고 다른 하나는 "무출력에서의 초-유휴(super-idle at zero power)"로 표시된 속도로 작동시키는 것을 포함한다. 특히 "무출력에서의 초-유휴" 상태에서, 터보-샤프트 엔진은 기체 발생기의 동작 온도 및 연료 소비를 감소시키기 위해 속도를 최저 방식으로 유지하도록 노력하는 한편 상기 기체 발생기의 연소실을 갖는다.
US-A-2013/0219905는 터보-샤프트 엔진 중 하나가 "안정화된 비행 속도"로 표시된 속도로 동작하고 다른 하나는 "오버-유휴 무전력 속도(over-idle nil power speed)"로 표시된 속도로 동작하는 헬리콥터의 특정 연료 소비를 감소시키기 위한 방법을 설명한다.
US-B-10,487,733은 순항 조건에서 터보-샤프트 엔진 중 하나가 필요한 출력을 제공하는 한편 다른 하나는 제 1 터보-샤프트의 "파워 스풀(power spool)"에 의해 제공된 기계적 에너지를 변환함으로써 생성된 전력을 사용함으로써 소위 "유휴(idling)" 상태로 유지되는, 트윈-엔진 헬리콥터를 제어하는 방법을 기술한다.
US-A-2020/049025는 청구범위 제 1 항의 전제부에 따른 항공기를 제어하는 방법 및 청구범위 제 12 항의 전제부에 따른 항공기를 제어하는 방법을 개시한다.
EP-A-2886456은 2개의 메인 엔진, 보조 엔진 및 메인 출력 변속 기어박스를 포함하는, 회전 날개 항공기를 위한 파워 플랜트를 관리하는 방법을 개시한다. 메인 엔진과 2차 엔진은 항공기의 메인 회전자를 회전시키도록 메인 출력 변속 기어박스를 기계적으로 구동한다. 2차 엔진은 첫째로는 제 1 2차 기계적 출력 MPS1이고 둘째로는 적어도 하나의 메인 엔진으로부터의 주요 기계 출력의 손실을 보상하는 데에 적합한 제 2 2차 기계적 출력 MPS2인, 두 가지 별개의 기계적 출력 수준을 전달하여 메인 엔진과 2차 엔진이 함께 항공기가 비행할 수 있게 하는 충분한 기계적 출력을 전달한다.
본 발명의 목적은 간단하고 경제적인 방식으로 전술된 필요성을 만족시킬 수 있는, 공중 정지가 가능한 항공기를 구현하는 것이다.
본 발명에 따르면, 전술된 목적이 청구범위 제 1 항에 따른 항공기 제어 방법에 의해서 달성된다.
본 발명은 또한 청구범위 제 12 항에 따른 공중 정지가 가능한 항공기에 관한 것이다.
첨부된 도면을 참조하여 비제한적 예로서 제공된 본 발명의 보다 나은 이해를 위해 실시예가 아래에 기술되며, 도면에서:
- 도 1은 본 발명의 지시에 따라 구현된 트윈-엔진 헬리콥터의 사시도를 도시하고;
- 도 2는 본 발명의 지시에 따라 구현된 항공기 제어 방법을 개략적으로 도시한 흐름도이고;
- 도 3은 도 2의 방법의 중요한 일부 파라미터를 도시한 표이고;
- 도 4는 두 엔진 모두 출력을 전달하는 제 1 비행 조건에서 시작하여 엔진들 중 하나가 엔진 출력을 전달하지 않는 제 2 비행 조건으로의 진입 과도 중에, 도 1의 헬리콥터의 터보-샤프트 엔진의 출구 샤프트의 회전 속도 및 전달된 출력의 시간 경과에 따른 경향을 도시한 도면이고;
- 도 5는 제 2 비행 조건에서 시작하여 제 2 동작 모드에서 빠져나오고 제 1 비행 상태로 복귀하는 과도 중의, 도 1의 헬리콥터의 터보-샤프트 엔진의 출구 샤프트의 회전 속도 및 전달된 출력의 시간 경과에 따른 경향을 도시한 도면이고;
- 도 6은 전술된 헬리콥터의 제 2 비행 조건에서 수행된 복구 기동 중의 일부 비행 명령의 시간 경향을 도시한 도면이고;
- 도 7은 도 1의 헬리콥터 엔진 시스템의 일부 구성요소에 대한 기능 다이어그램이고;
- 도 8은 도 7의 엔진 시스템의 일부 세부사항을 개략적으로 도시한 단면도이며;
- 도 9는 도 1 내지 8의 헬리콥터의 일부 구성요소의 기능도이다.
- 도 1은 본 발명의 지시에 따라 구현된 트윈-엔진 헬리콥터의 사시도를 도시하고;
- 도 2는 본 발명의 지시에 따라 구현된 항공기 제어 방법을 개략적으로 도시한 흐름도이고;
- 도 3은 도 2의 방법의 중요한 일부 파라미터를 도시한 표이고;
- 도 4는 두 엔진 모두 출력을 전달하는 제 1 비행 조건에서 시작하여 엔진들 중 하나가 엔진 출력을 전달하지 않는 제 2 비행 조건으로의 진입 과도 중에, 도 1의 헬리콥터의 터보-샤프트 엔진의 출구 샤프트의 회전 속도 및 전달된 출력의 시간 경과에 따른 경향을 도시한 도면이고;
- 도 5는 제 2 비행 조건에서 시작하여 제 2 동작 모드에서 빠져나오고 제 1 비행 상태로 복귀하는 과도 중의, 도 1의 헬리콥터의 터보-샤프트 엔진의 출구 샤프트의 회전 속도 및 전달된 출력의 시간 경과에 따른 경향을 도시한 도면이고;
- 도 6은 전술된 헬리콥터의 제 2 비행 조건에서 수행된 복구 기동 중의 일부 비행 명령의 시간 경향을 도시한 도면이고;
- 도 7은 도 1의 헬리콥터 엔진 시스템의 일부 구성요소에 대한 기능 다이어그램이고;
- 도 8은 도 7의 엔진 시스템의 일부 세부사항을 개략적으로 도시한 단면도이며;
- 도 9는 도 1 내지 8의 헬리콥터의 일부 구성요소의 기능도이다.
도 1을 참조하면, 참조번호(1)는 기본적으로 전방 기수(5)가 제공된 동체(2), 동체(2)의 상단에 배치되고 축(A) 둘레로 회전 가능한 메인 회전자(3) 및 기수(5)의 반대편 상에서 동체(2)로부터 돌출되는 드리프트에 의해 운반되고 축(A)을 가로지르는 축(B) 둘레로 회전하는 꼬리 회전자(4)를 포함하는 헬리콥터를 나타낸다.
보다 상세하게는, 회전자(3)는 축(A)에 대해 반경방향으로 연장하는 복수의 블레이드(9b)가 캔틸레버 방식으로 구속되는 축(A)의 허브(9a)를 포함한다.
블레이드(9b)는 기류에 대한 각각의 피치 각도를 조정하기 위해 관련된 연장 축에 대한 자신의 배향을 변경할 수 있도록 허브(9a) 상에 연접된다.
본 설명의 나머지 부분에서 "위", "아래", "전방", "후방" 등과 같은 표현은 메인 회전자(3)가 동체(2) 위에 배치되고 기수(5)가 꼬리 회전자(4) 전방에 배치되는 도 1에 도시된 헬리콥터(1)의 전방 비행 또는 "공중 정지" 상태를 참조하여 사용된다는 점에 유의해야 한다.
헬리콥터(1)는 또한:
- 조종사에 의해 작동될 수 있고 "컬렉티브 피치(collective pitch)"로서 알려졌으며 블레이드(9b)의 피치 각도를 집합적으로 변경하도록 작동될 수 있고, 그에 따라 헬리콥터(1)에 의해 생성되는 양력의 증가 또는 감소를 발생시킬 수 있는 비행 제어부(14a)(도 9에 개략적으로만 도시됨); 및
- 조종사에 의해 작동될 수 있고 "사이클릭 피치(cyclic pitch)"로서 알려졌으며 블레이드(9b)의 축(A)에 대한 블레이드(9b)의 관련 위치에 따라 블레이드(9b)의 피치 각도를 순환식으로 변경하도록 작동될 수 있는 비행 제어부(14b)(도 9에 개략적으로만 도시됨)를 포함한다.
헬리콥터(1)는 또한:
- 메인 회전자(3) 및 꼬리 회전자(4)를 작동시키도록 적응된 엔진 시스템(7); 및
- 엔진 시스템(7)으로부터의 운동을 수신하고 메인 회전자(3)의 구동 샤프트 및 꼬리 회전자(4)의 구동 샤프트에 적절한 회전 속도로 출력되는 기계적 출력을 제공하도록 구성되는 변속기(8)를 포함한다(도 7).
엔진 시스템(7)은 차례로 한 쌍의 엔진(10a, 10b)을 포함한다.
도시된 경우에서, 엔진(10a, 10b)은 알려진 유형의 터보-샤프트 유형이며 아래에서는 본 발명에 필요한 정도로만 기술된다.
보다 상세하게, 각 엔진(10a, 10b)은 개방형 Joule-Brayton 열역학 순환을 수행하는 기체 터빈 시스템과 같이 행동한다.
각 엔진(10a, 10b)은 관련된 축(C) 둘레에서 회전 가능한 관련된 출구 샤프트(outlet shaft;11a, 11b)를 포함한다.
각 엔진(10a, 10b)은 기본적으로:
- 동체(2)의 측면에서 획득되는 공기 흡입구(도시되지 않음);
- 공기 흡입구에 의해 신선한 공기 흐름이 공급되고 상기 공기 흐름을 압축시키도록 구성된 압축기(도시되지 않음);
- 압축기에 의해 압축된 공기 흐름이 연료 흐름과 반응하여 고온의 배기가스 흐름을 발생시키는 연소실(도시되지 않음); 및
- 연소실을 떠나는 고온의 배기가스의 흐름이 팽창하여 압축기 및 관련된 축(C)을 중심으로 회전하는 관련 출구 샤프트(11a, 11b)를 구동시키는 한 쌍의 터빈(개략적으로만 도시됨)을 포함한다.
엔진(10a, 10b)의 각 체계는 특정 연료 소모량, 축(C) 둘레의 관련 출구 샤프트(11a, 11b)의 회전 속도 및 관련 출구 샤프트(11a, 11b) 자체에 대해 이용가능한 출력의 각각의 값들에 대응한다.
도 7을 참조하면, 각 엔진(10a, 10b)의 출구 샤프트(11a, 11b)는 관련된 프리휠(free wheel)(13)을 통해서 변속기(8)의 각각의 유입 샤프트(12a, 12b)에 연결된다.
각 엔진(10a, 10b)의 프리휠(13)은 관련 출구 샤프트(11a, 11b)가 정지하는 경우에 변속기(8)의 관련 유입 샤프트(12a, 12b)의 회전을 허용하도록 제공된다.
다시 말하면, 프리휠(13)은 엔진(10a, 10b) 중 하나가 고장난 경우에 또는 두 엔진(10a, 10b) 모두가 고장난 경우 자동 회전 시에 다른 엔진(10a, 10b)에 의해 전달되는 출력으로 인해 변속기(8)의 동작을 보존하고 그에 따라 메인 회전자(3) 및 꼬리 회전자(4)의 동작을 보존할 수 있게 한다.
도 8을 참조하면, 각 프리휠(13)은 기본적으로:
- 축(C)의 반경방향 외부에 있고 각각의 출구 샤프트(11a, 11b)에 동작상 연결된 휠(15);
- 축(C)에 대해 반경방향 내부에 있고 관련 유입 샤프트(12a, 12b)에 연결된 휠(16); 및
- 휠(15, 16) 사이의 반경방향 중간에 있는 휠(17)을 포함한다.
각 프리휠(13)의 휠(17)은 각도상 이격된 복수의 관련된 정지 톱니(18)(이들 중 하나만이 도 8에 도시됨) 및 관련 톱니(18)를 탄성적으로 잠그는 관련 스프링(19)을 포함한다.
각 엔진(10a, 10b)의 출구 샤프트(11a, 11b)에 출력이 인가되면, 관련 프리휠(13)의 휠(15)이 관련 휠(16)과 관련 유입 샤프트(12a, 12b)를 회전 구동시킨다.
휠(16) 및 변속기(8)의 관련 유입 샤프트(12a, 12b)에 의해 형성된 조립체가 관련 출구 샤프트(11a, 11b)의 회전 속도보다 큰 회전 속도로 회전하는 경우 - 예를 들어 엔진 급정지 시에 발생하는 경우와 같이 - 관련 프리휠(13)은 상응하는 출구 샤프트(11a, 11b)로부터 관련 유입 샤프트(12a, 12b)의 분리를 허용한다.
헬리콥터(1)는 또한:
- 엔진 시스템(7)의 일부를 형성하지 않는 헬리콥터(1)의 장비 및 시스템의 올바른 동작/고장 상태에 관한 각각의 비행 파라미터의 각각의 측정 및 표시를 제공하도록 적응된 복수의 센서(21);
- 이하 FADEC(22)로 지칭되는 엔진 시스템(7)의 디지털 제어 시스템;
- 엔진 시스템(7) 내부에 배치되고 엔진 시스템(7) 자체의 각속도 측정을 제공하도록 적응된 복수의 센서(23); 및
- 항공 전자 시스템(30)
을 포함한다(도 9).
센서(21)는 적어도 다음의 파라미터: 외부 온도(OAT); 압력 고도; 지면 위의 높이; 해발 고도; 표시된 속도 IAS; 밀도 고도; 최소 비행 고도 초과 고도 및 가변 속도; 헬리콥터(1)의 자세 및 헬리콥터(1)의 위치를 측정하도록 구성된다.
항공 전자 시스템(avionic system;30)은:
- 센서(21)의 파라미터 중 적어도 일부를 FADEC(22)에 이용가능하게 하고;
- 엔진(10a, 10b)의 양상(behaviour) 및 조종사에 의해 메인 회전자(3) 및 꼬리 회전자(4)에 부과되는 명령의 중요한 파라미터를 획득하도록 프로그래밍된다.
FADEC(22)는 전술된 파라미터에 기초하여, 각각의 연소 챔버에 이용가능한 연료 유량의 측면에서 엔진(10a, 10b)에 대한 제어 법칙을 처리하도록 프로그래밍된다.
보다 정확하게는, FADEC(22)는 항공 전자 시스템(30)과 독립적으로 엔진(10a, 10b)에 대한 제어 법칙을 처리한다.
헬리콥터(1)는 이하에서 공칭 동작 구성(nominal operating configuration)으로 지칭되는 제 1 동작 구성을 가지고, 여기서 (도 4) 엔진(10a, 10b)은 각각의 출구 샤프트(11a, 11b)에 대해 실질적으로 서로 동일한 각각의 출력 값(P1, P2)을 이용가능하게 한다.
출력(P1, P2)의 합은 메인 회전자(3) 및 꼬리 회전자(4)의 올바른 동작에 필요한 출력(P)과 등가(equivalent)이다.
헬리콥터(1)는 이하 ACR 동작 구성, 즉 ACR(비대칭 순항 방식; Asymmetric Cruise Regime)로 지칭되는 제 2 동작 구성을 가지고, 여기서 (도 5 및 6) 엔진(10a, 10b)은 각각의 출구 샤프트(11a, 11b)에 대해 서로 다른 각각의 출력 값(P3, P4)을 이용가능하게 한다.
특히, 출력(P4)은 0(nil)인 반면 출력(P3)은 출력(P1)보다 크고 출력(P)과 같다.
바람직하게는, ACR 모드에서 엔진(10b)의 소비가 최소화된다.
다시 말하면, ACR 모드에서 엔진(10b)은 꺼지지 않고, 엔진 출력을 출구 샤프트(11b) 자체에 전달하지 않으면서 출구 샤프트(11b)를 회전 구동시킨다.
항공 전자 시스템(30)은 센서(21, 23) 및 비행 제어부(14a, 14b)와 동작상 연결되며, FADEC(22)와 인터페이스된다.
항공 전자 시스템(30)은 또한 헬리콥터(1)의 동작 조건을 지속적으로 모니터링하고, 자동으로 또는 승무원에 의해서 주어진 명령에 따라 헬리콥터(1)를 동작 구성 또는 ACR 구성에 배치하라는 명령을 FADEC(22)에 내리도록 구성된다.
이를 위해, 항공 전자 시스템(30)은 기본적으로:
- 헬리콥터(1) 자체의 동작 파라미터에 관한 표시를 조종사에게 제공하도록 구성된 계기 장비(31);
- 승무원에 대한 일련의 메시지의 디스플레이 디바이스(32)(예를 들어 CDS로 알려짐);
- "항공기 관리 시스템 - AMS(Aircraft Management System)"로도 알려진 제어 유닛(33); 및
- 공칭 구성으로부터 ACR 구성으로 또는 그 반대로 헬리콥터(1)의 전환을 명령하기 위해 승무원에 의해 작동될 수 있는 인터페이스(34)
를 포함한다.
항공 전자 시스템(30)은 메모리 스테이지(37)를 더 포함한다.
보다 상세하게, 인터페이스(34)는:
- 승무원에 의해 작동될 수 있고 공칭 동작 모드로부터 ACR 동작 모드로의 전환이 요청되는 인에이블(enabled) 위치와 ACR 동작 모드로부터 공칭 동작 모드로의 전환이 요청되는 디스에이블(disabled) 위치 사이에서 이동될 수 있는 ACR REQUEST 명령; 및
- 승무원에 의해 작동될 수 있는 ACR ARM 명령
을 포함한다(도 2).
보다 상세하게, ACR ARM 명령은 예시적으로 설명된 경우의 "순간 누름버튼(momentary pushbutton)" 유형의 단안정(monostable) 명령이다.
헬리콥터(1)가 ACR 구성에 있는 경우, ACR ARM 명령의 작동은 전술된 ACR 구성으로부터 헬리콥터(1)의 비상 종료 기동(emergency exit manoeuvre)을 생성하며, 이것은 본 설명의 나머지 부분으로부터 명백해질 것이다.
헬리콥터(1)가 공칭 구성에 있는 경우, ACR ARM 및 ACR REQUEST 명령의 순차적인 작동은 ACR 구성으로의 헬리콥터(1)의 진입 요청을 생성할 것이다.
보다 구체적으로, ACR ARM 명령은 ACR REQUEST 명령이 실수로 ACR 구성으로의 전환을 야기하는 것을 방지하고자 하는 것이다.
예시적으로 설명된 경우에서, ACR ARM 명령은 컬렉티브 피치의 비행 제어부(14a)에 대해 배치된다.
항공 전자 시스템(30)은 ACR ARM 및 ACR REQUEST 명령의 작동에 따라, FADEC(22)의 상태 변화를 생성하도록 프로그래밍된다.
FADEC(22)는 또한 명령의 수신 및 결과적인 상태 변화를 컨펌한다.
헬리콥터(1)는 또한 EPGDS(Electrical Power Generation and Distribution System)로도 알려진 전력 생성 및 분배 시스템(100)(도 7)을 포함한다.
시스템(100)은 기본적으로 각 엔진(10a, 10b)에 대해 엔진(10a, 10b) 자체의 시동을 생성하도록 적응된 스타터(101a, 101b) 및 엔진(10a, 10b) 자체에 의해 작동되는 발전기(102a, 102b)를 포함한다.
예시적으로 설명된 경우에서, 발전기(102a, 102b)는 각각의 엔진(10a, 10b)의 각각의 보조 변속기(110a, 110b)에 연결된다. 보조 변속기(110a, 110b)는 변속기(8)의 각각의 샤프트(12a, 12b)에 대해서 병렬로 각각의 엔진(10a, 10b)에 연결된다.
시스템(100)은 각 엔진(10a, 10b)에 대해:
- 헬리콥터(1)의 동작가능성에 필수적인 1차 부하에 전력을 분배하기 위한 REPU(Remote Electrical Power Distribution)로서 알려진 유닛(103a, 103b); 및
- 헬리콥터(1)의 동작가능성에 필수적이지 않은 2차 부하에 전력을 분배하기 위한 유닛(104a, 104b)
을 더 포함한다.
헬리콥터(1)가 공칭 동작 구성에 있을 때, 발전기(102a, 102b)는 모두 활성화되고 유닛(103a, 104a; 103b, 104b)에 각각 전기를 공급한다.
헬리콥터(1)가 ACR 동작 구성에 있을 때, 전기 시스템(100)은 엔진(10b)에 연결된 발전기(102b)가 비활성화되고 헬리콥터(1)의 동작가능성에 필수적인 전기 부하만이 엔진(10a)에 의해 작동되는 발전기(102a)에 의해서만 공급되도록 재구성된다.
바람직하게는, 유닛(104b)의 필수적이지 않은 2차 부하는 발전기(102a)에 의해 부분적으로 공급된다.
그렇지 않으면, 유닛(104b)은 비활성화된다.
디스플레이 디바이스(32)는:
- 헬리콥터(1)가 ACR 동작 구성에서 동작하기 위한 조건에 있다는 사실을 나타내는 ACR READY 신호;
- ACR ARM 명령이 인에이블 위치(enabled position)에 있다는 사실을 나타내는 ACR ARMED 신호;
- ACR REQUEST 명령이 인에이블 위치로 이동되었고 항공 전자 시스템(30)이 전기 시스템(100)의 재구성을 진행 중이라는 사실을 나타내는 1(2) ACR TRANSITION 신호; 및
- ACR REQUEST 명령이 인에이블 위치로 이동되었고, 전기 시스템(100)이 재구성되었으며, FADEC(22)가 엔진(10a, 10b)의 재구성을 진행 중이라는 사실을 나타내는 ACR 신호를 디스플레이하도록 프로그래밍된다.
헬리콥터(1)의 공칭 구성으로부터 ACR 구성으로의 전환은 엔진(10a, 10b) 중 하나에서 양자택일로(alternatively) 활성화될 수 있다.
항공 전자 시스템(30)의 제어 유닛(33)은, 헬리콥터(1)의 동작 조건과 연관된 일련의 파라미터를 검출하고 상기 파라미터가 각각의 제 1 값을 취할 때 공칭 구성으로부터 ACR 구성으로의 헬리콥터(1)의 전환을 가능하게 하도록 프로그래밍된다.
본 설명의 나머지 부분에서 "동작 조건"이라는 용어는 헬리콥터(1)의 제 1 동작 비행 파라미터 및 헬리콥터(1) 자체의 올바른 동작에 필수적인 헬리콥터(1)의 장비와 시스템의 동작 조건을 나타내는 제 2 파라미터 모두를 의미한다.
보다 상세하게(도 2 및 9), 항공 전자 시스템(30)은 센서(21)에 의해 검출된 제 1 파라미터 및 메모리 스테이지(37)의 내용에 기초하여 "ACR Helicopter Availability(ACR 헬리콥터 가용성)" 파라미터에 TRUE 또는 FALSE 값을 부여하도록 프로그래밍된다.
특히, 항공 전자 시스템(30)은 엔진 시스템(7)을 제외하고 헬리콥터(1)가 ACR 구성에서 동작될 조건에 있을 때, "ACR 헬리콥터 가용성" 파라미터에 TRUE 값을 부여하도록 프로그래밍된다. 그렇지 않으면, 항공 전자 시스템(30)은 "ACR 헬리콥터 가용성" 파라미터에 FALSE 값을 부여하도록 프로그래밍된다.
FADEC(22)는 또한 엔진 시스템(7)이 ACR 구성에서 동작하는 조건에 있는지 여부를 평가하도록 프로그래밍된다.
보다 상세하게, FADEC(22)는 엔진 시스템(7)이 ACR 구성에서 동작하는 조건에 있는 경우 "Engine Availability(엔진 가용성)" 파라미터에 TRUE 값을 부여하도록 구성된다. 그렇지 않으면, FADEC(22)는 전술된 "엔진 가용성" 파라미터에 FALSE 값을 부여하도록 프로그래밍된다.
FADEC(22)는 또한 "엔진 가용성" 및 "ACR 헬리콥터 가용성" 신호가 TRUE 값을 취할 때, 항공 전자 시스템(30)에 대한 "ACR Readiness(ACR 준비상태)" 파라미터에 TRUE 값을 부여하도록 구성된다.
대안적으로, 항공 전자 시스템(30)은 "엔진 가용성" 및 "ACR 헬리콥터 가용성" 신호 모두가 TRUE 값을 취할 때, 전술된 "ACR 준비상태" 파라미터에 TRUE 값을 부여하도록 구성된다.
그렇지 않으면, FADEC(22) - 또는 항공 전자 시스템(30) - 는 "엔진 가용성" 및 "ACR 헬리콥터 가용성" 신호 중 적어도 하나가 FALSE 값을 취하면, 전술된 "ACR 준비상태" 파라미터에 FALSE 값을 부여하도록 구성된다.
항공 전자 시스템(30)은 FADEC(22) - 또는 항공 전자 시스템(30) - 가 "ACR 준비상태" 파라미터에 TRUE 값을 부여할 때, 디스플레이 디바이스(32)에 "ACR READY" 신호를 디스플레이하도록 프로그래밍된다.
항공 전자 시스템(30)은 또한 FADEC(22)가 "ACR 준비상태" 파라미터에 TRUE 값을 부여할 때, 조종사가 인터페이스(34)를 통해 ACR ARM 명령을 작동시키고 ACR REQUEST 명령을 인에이블 위치에 배치하는 것을 가능하게 하도록 프로그밍된다.
항공 전자 시스템(30) 또는 대안적으로 FADEC(22)는 또한 FADEC(22)가 "ACR 준비상태" 신호를 이용 가능하게 하지 않을 때, ACR ARM 명령의 동작을 무효화하도록 프로그래밍된다.
FADEC(22)는 ACR ARM 및 ACR REQUEST 명령의 입력에 따라 시스템(100)이 발전기(103)를 비활성화함으로써 스스로를 재구성하고 공칭 구성으로부터 ACR 구성으로의 엔진(10a, 10b)의 전환을 명령할 것을 요청하도록 프로그래밍된다.
바람직하게는, FADEC(22)는 공칭 구성으로부터 ACR 구성으로의 엔진(10a, 10b)의 전환을 야기하기 전에 시스템(100)의 성공적인 재구성을 검증하도록 프로그래밍된다. 특히, 전술된 검증은 항공 전자 시스템(30)에 의해 FADEC(22)에 제공되는 발전기(103b)의 전류 및 전압 값을 모니터링함으로써 이루어진다.
보다 정확하게, 전술된 제 1 파라미터는:
ⅰ) 헬리콥터(1)는 ACR 구성에서 동작할 수 있기 위해서 헬리콥터(1)에 필요한 결정된 비행 영역 선도(flight envelope) 내에 있다;
ⅱ) 헬리콥터(1)가 장애물 또는 비행 제한이 없는 영역 내에 있다;
ⅲ) 회전자(3)의 각속도는 헬리콥터(1)가 ACR 구성에서 동작할 수 있기 위해서 필요한 값의 결정된 간격 내에 있다;
ⅳ) 표시된 속도 TAS는 헬리콥터(1)가 ACR 구성에서 동작할 수 있기 위해서 필요한 결정된 간격 내에 있다; 및
ⅴ) 엔진(10b)에 의해 전달되는 상승 속도 및 토크는 감소된 연료 소비를 보장하는 각각의 간격 내에 있다
는 조건을 나타낸다.
항공 전자 시스템(30)은 센서(21, 23)에 의해 검출된 데이터를 메모리 스테이지(37)에 저장된 전술된 간격과 비교하도록 프로그래밍된다.
보다 정확하게는, 제어 유닛(33)은 이전에 ⅰ), ⅱ), ⅲ), ⅳ) 및 ⅴ)로 식별된 조건들이 발생할 때 "ACR 헬리콥터 가용성" 신호에 TRUE 값을 부여하도록 프로그래밍된다.
특히 조건 ⅰ)은:
- 외부 온도 OAT가 제 1 설계값과 제 2 설계값 사이에 포함되고;
- 압력 고도가 제 3 설계값과 제 4 설계값 사이에 포함되고;
- 밀도 고도는 제 5 값과 제 6 값 사이에 포함되는 경우에 발생한다.
조건 ⅱ)는:
- 지면 위의 높이가 바람직하게는 50피트와 1000피트 사이에 포함되며;
- 해수면 위의 높이가 바람직하게는 50피트와 1000피트 사이에 포함되는 경우에 발생한다.
바람직하게는, 조건 ⅱ)는 또한 최소 비행 고도를 초과하는 고도(the altitude above the minimum flight level)가 바람직하게는 50피트와 1000피트 사이에 포함될 때 검증된다.
조건 ⅲ)은 메인 회전자(3)의 각속도 Nr이 제 7 최소값과 제 8 최대값 사이에 포함될 때 발생하며, 여기서 제 7 값은 바람직하게는 회전자(3)의 공칭 각속도의 0.85와 1배 사이와 동등하고 제 8 값은 바람직하게는 전술된 회전자(3)의 공칭 각속도의 1배와 1.15배 사이에 포함된다.
본 설명에서 회전자(3)의 "공칭 각속도"라는 용어는 헬리콥터(1)의 동작 중에 회전자(3)가 정상으로 작동되는 각속도를 의미한다.
조건 ⅳ)는 표시된 속도 IAS가 제 9 값과 제 10 값 사이에 포함되며, 제 9 값은 바람직하게는 동작 고도 및 온도에서 최소 출력이 요구되는 수평 비행 속도의 0.5배와 1.5배 사이에 포함되고 제10값은 바람직하게는 최소 출력이 요구되는 전술된 수평 비행 속도의 1배와 2.5배 사이에 포함될 때 발생한다.
조건 ⅴ)는:
- 엔진(10a, 10b)에 의해 전달되는 토크는 제 11 값과 제 12 값 사이이며, 제11 값은 바람직하게는 최소 출력이 요구되는 전술된 속도에서의 직선 수평 비행에 필요한 토크의 0.5배와 1배 사이에 포함되고 제 12 값은 바람직하게는 최소 출력이 요구되는 전술된 속도에서의 직선 수평 비행에 필요한 전술된 토크의 1배와 3배 사이에 포함될 때에 발생한다.
바람직하게는, 조건 ⅴ)는 또한 가변 속도(variometric speed;VS)가 제 13 값과 제 14 값 사이에 포함되며, 제 13 값이 바람직하게는 자동 회전(autorotation)의 수직 속도의 0.1배와 1배 사이에 포함되고 제 14 값이 바람직하게는 최소 출력이 요구되는 전술된 속도에서 최대 가변 속도의 0.1배와 1배 사이에 포함될 때 검증된다.
전술된 제 2 파라미터는 또한 센서(21, 23)가 ACR 구성과 맞지 않은 고장을 검출하지 않는다는 사실 및 서브시스템과 플랜트의 동작 조건이 ACR 구성과 맞지 않다는 사실을 나타낸다. ACR 구성과 맞지 않은 이러한 고장의 예는 항공기(1)에 전력을 전달하는 데에 필요한 온보드 시스템의 고장 또는 조종사를 돕도록 필요한 자동 비행 제어 시스템 - 이하 AFCS로 지칭된다- 기능의 고장이 있다.
항공 전자 시스템(30)에 의해 식별 가능한 고장의 비제한적인 예는:
- 헬리콥터(1)가 전술된 비행 영역 선도 내에 있는지 여부를 나타내는 파라미터의 손실;
- 전기 시스템(100) 및 엔진(10a, 10b)의 동작을 식별하는 파라미터의 손실;
- 엔진(10a, 10b)의 결함과 관련된 파라미터의 손실;
- 결함에 관한 경고 신호의 잘못된 활성화를 포함하여 엔진(10a, 10b) 및 전기 시스템(100)에 관한 파라미터에서 조종사에 의해 식별 가능한 오류;
- 조종사에 의해 식별가능한, 예를 들어 유압 시스템 또는 변속기(8)과 관련된 헬리콥터(1)의 비행에 필수적인 파라미터의 손실 또는 부정확한 공급;
- 조종사의 즉각적인 개입을 필요로 하는 경고 메시지의 생성; 및
- 셧다운이나 동작 용량의 손실을 생성할 수 있는 발전기(102a)의 고장이다.
이전에 사용된 "파라미터의 손실"이라는 표현이 디스플레이 디바이스(32) 또는 FADEC(22) 상에서 이러한 파라미터가 이용 불가함 및 센서(21, 23)에 의한 그러한 파라미터의 검출 실패 및 센서(21, 23)와 디스플레이 디바이스(32) 또는 FADEC(22) 사이에 개재된 유닛의 고장 모두를 나타내도록 사용된다는 점을 강조하는 것이 중요하다.
항공 전자 시스템(30)은 또한 공칭 구성과 ACR 동작 구성 사이에서 헬리콥터(1)를 전환시킬 것을 FADEC(22)에 명령하도록 프로그래밍된다.
보다 상세하게, 항공 전자 시스템(30)은 "ACR 헬리콥터 가용성" 및 "ACR 준비상태" 파라미터가 모두 TRUE 값을 취할 때 그리고 ACR REQUEST 명령이 활성화된 위치에 있으며 ACR ARM 명령이 이전에 작동되었을 때 공칭 동작 구성으로부터 ACR 동작 구성으로의 헬리콥터(1)의 전환을 명령하도록 구성된다.
보다 정확하게는, 헬리콥터(1)가 공칭 동작 구성으로부터 ACR 동작 구성으로 전환하는 동안, 항공 전자 시스템(30)은 바람직하게는 엔진(10b)을 출력(P4) 전달 조건에 두기 전에, 도시된 경우에서는 10초인 시간 일시정지를 생성한다.
항공 전자 시스템(30)은:
- 전기 시스템(100)의 재구성 단계를 명령하며;
- 엔진(10a, 10b)의 재구성 단계를 수행할 것을 FADEC(22)에 명령하도록 프로그래밍된다.
엔진(10a, 10b)의 이러한 재구성은 특히:
- 엔진(10b)의 압축기의 에어 블리딩 라인에 개재된 밸브의 폐쇄;
- 엔진(10b)에 의해 작동되는 발전기(102b)의 비활성화; 및
- 유닛(103b, 104b)의 일부 전기 부하가 엔진(10a)에 연결된 발전기(102a)에 의해 공급되도록 하는 시스템(100)의 재구성을 포함한다.
보다 상세하게, 유닛(103b)의 헬리콥터(1)의 동작가능성에 필수적인 전기 부하는 엔진(10a)에 의해 작동되는 발전기(102a)에만 전기적으로 연결되고 필수적이지 않은 2차 전기 부하는 비활성화되거나 또는 이러한 재구성 단계 중에 발전기(102a)에만 적어도 부분적으로 전기적으로 연결된다.
바람직하게는, 전술된 재구성은 자동으로 발생한다.
디스플레이 디바이스(32)는 또한 전술된 재구성 단계의 끝에서, ACR 신호를 디스플레이하고 1(2) ACR TRANSITION 신호를 제거하도록 항공 전자 시스템(30)에 의해 명령을 받는다.
보다 상세하게는, 도 4를 참조하면, 항공 전자 시스템(30)은 시스템(100)의 재구성이 완료된 순간(t0)부터 시작하여 공칭 구성으로부터 ACR 구성으로의 전환이 완료된 순간(t1)까지, FADEC(22)에 대해:
- 엔진(10a)의 출력을 값(P1)으로부터 순간(t1)에 도달된 값(P3)까지 증가시키고;
- 엔진(10b)의 출력을 값(P2)으로부터 순간(t1)에 도달된 값(P4)까지 감소시키며;
- 헬리콥터(1)가 ACR 구성에서 동작하는 동안 순간(t1) 이후에 엔진(10a, 10b)의 출력을 각각의 값(P3, P4)에 유지시킬 것을 요청하도록 구성된다.
값(P4)이 0보다 크다는 점을 강조하는 것이 중요하다. 따라서, 헬리콥터(1)가 ACR 구성으로 동작 중일 때 엔진(10b)이 턴온된다.
도 4를 참조하면, 항공 전자 시스템(30)은 또한 출구 샤프트(11a, 11b)의 각속도가 서로 동일하고 값 n1과 동일한 순간(t0)부터 시작하여, FADEC(22)에 대해:
- 순간(t0, t1) 사이에 포함된 시간 간격 동안 출구 샤프트(11b)의 각속도를 값 n1으로부터 값 n1보다 낮은 값 n2로 감소시키고;
- 순간(t0, t1) 사이에 포함된 시간 간격 동안 출구 샤프트(11a)의 각속도를 값 n1로 유지시키며;
- 순간(t1) 이후에 출구 샤프트(11a, 11b)의 각속도를 각각의 값 n1, n2로 유지시킬 것을 요청하도록 구성된다.
특히 순간(t1) 이후에, 프리휠(13)은 각속도 n2로 회전하는 출구 샤프트(11b)와 변속기(8)에 대한 관련된 유입 샤프트(12b) 사이의 분리를 가능하게 한다. 특히, 엔진(10a)에 연결된 유입 샤프트(12a)에 의해 제공되는 구동 토크의 증가에 의해 유입 샤프트(12b)의 각속도가 일정하게 유지된다.
바람직하게는, 헬리콥터(1)가 결정된 비행 영역 선도(flight envelope) 밖에 있을 때 ACR REQUEST 명령이 인에이블 위치에 배치되는 경우, 항공 전자 시스템(30)은 헬리콥터(1)를 비행 영역 선도 내로 가져오는 기동 시에 승무원을 돕도록 구성된다.
보다 상세하게, 항공 전자 시스템(30)은:
- 센서(21, 23)에 의해 검출된 데이터를 항공 전자 시스템(30) 자체의 메모리 스테이지(37)에 저장된 데이터와 비교하고;
- 전술된 비행 영역 선도 밖에 있는 검출된 데이터를 식별하며;
- 디스플레이 디바이스(32)를 통해 전술된 검출 데이터를 승무원에게 표시하도록 구성된다.
바람직하게는, 항공 전자 시스템(30)의 제어 유닛(33)은:
- 헬리콥터(1)의 실제 비행 영역 선도의 적어도 일부 파라미터를 센서(21, 23)로부터 지속적으로 획득하고 헬리콥터(1)가 ACR 구성에 있을 때 실제 비행 영역 선도의 이러한 적어도 일부 파라미터가 결정된 비행의 결정된 비행 영역 선도 내에 있는지를 모니터링하고;
- 상기 파라미터의 경향(trend)을 획득하며;
- 상기 파라미터가 전술된 결정된 비행 영역 선도로부터 헬리콥터(1)가 나가게 하는 경향을 갖는다는 사실을 나타내는 경고 메시지를 디스플레이 디바이스(32) 상에 디스플레이하도록 프로그래밍된다.
특히, 전술된 경향은 헬리콥터(1) 자체의 임의의 동작 구성에 대해 지속적으로 획득된다.
보다 상세하게, 항공 전자 시스템(30)에 의해 획득된 실제 비행 영역 선도의 파라미터는 적어도 표시된 속도(IAS), 수직 속도(VS) 및 고도(ALT)를 포함한다.
보다 정확하게는, 항공 전자 시스템(30)은 수직 속도의 경향을 검출하고 이를 결정된 비행 영역 선도의 상승 속도와 비교하도록 프로그래밍된다.
항공 전자 시스템(30)은 또한 고도 경향을 검출하여 이를 스테이지(37)에 저장된 데이터베이스로부터 획득 가능한 경향 및 결정된 비행 영역 선도의 고도와 비교하도록 프로그래밍된다.
특히, 전술된 데이터베이스는 각 위도 및 경도 값에 대해 해수면 위의 고도 값을 포함한다.
항공 전자 시스템(30)은 또한:
- ACR 동작 구성으로부터 명령된 공칭 비상 종료를 수행하고;
- ACR 구성으로부터 명령된 비상 종료를 수행하고;
- "ACR 헬리콥터 가용성" 파라미터가 FALSE 값을 취할 때 ACR 구성으로부터 자동 비상 종료를 수행하며;
- 자동 비상 종료가 필요로 하지 않는 헬리콥터(1)의 경미한 이상인 경우, 자동 공칭 종료를 수행
하는 상황들에서 ACR 동작 구성으로부터 공칭 동작 구성으로의 헬리콥터(1)의 전환을 생성하도록 구성된다.
바람직하게는, 명령된 공칭 명령 종료 기동 및 자동 공칭 종료 기동은 명령된 비상 종료 기동 및 자동 비상 종료보다 더욱 긴 시간에 발생한다.
보다 상세하게, 항공 전자 시스템(30)의 제어 유닛(33)은 헬리콥터의 ACR 구성에서 승무원이 ACR REQUEST 명령을 비활성화 위치로 이동시킬 때, ACR 구성으로부터 명령된 공칭 종료를 수행할 것을 FADEC(22)에 요청하도록 프로그래밍된다.
ACR REQUEST 명령이 비활성화 위치로 이동한 후에, 디스플레이 디바이스(32)는:
- FADEC(22)의 승인에 따라 1(2) ACR TRANSITION 표시를 디스플레이하고;
- 두 엔진들(10a, 10b)이 동일한 출력(P1, P2)을 전달하면 ACR 표시를 제거하며;
- 헬리콥터(1)가 ACR 구성을 벗어나면, 1(2) ACR TRANSITION 표시를 제거하고 ACR ARMED 표시를 디스플레이하도록 프로그래밍된다.
대안적으로, ACR REQUEST 명령이 비활성화 위치로 이동한 후, 디스플레이 디바이스(32)는 엔진(10a, 10b)이 관련 터빈으로부터의 고온 가스와 동일한 배출 온도를 갖게 되면 표시를 제거하도록 프로그래밍된다.
항공 전자 시스템(30)의 제어 유닛(33)은 또한 ACR ARM 명령이 ACR 동작 구성에서 헬리콥터(1)로 작동될 때 명령된 비상 종료 기동을 수행하도록 프로그래밍된다.
이러한 조건들 하에서, 디스플레이 디바이스(32)는:
- FADEC(22)에 의한 컨펌 후에 그리고 엔진(10a, 10b)의 재구성 중에 1(2) ACR TRANSITION 표시를 디스플레이하고;
- 두 엔진(10a, 10b)이 동일한 출력(P1, P2)을 전달하면 ACR 표시를 제거하며;
- 헬리콥터(1)가 ACR 구성을 벗어나면, 1(2) ACR TRANSITION 표시를 제거하고 ACR READY 표시를 디스플레이하도록 프로그래밍된다.
디스플레이 디바이스(32)는 또한 ACR 구성으로부터의 자동 비상 종료 동안:
- 1(2) ACR TRANSITION 표시를 디스플레이하고;
- 엔진(10b)이 엔진(10a)과 동일한 출력을 전달하면 ACR 표시를 제거하며;
- 헬리콥터(1)의 재구성이 완료되면 1(2) ACR TRANSITION 표시를 제거하도록 프로그래밍된다.
항공 전자 시스템(30)의 제어 유닛(33)은 또한 자동 비상 종료를 필요로 하지 않는 헬리콥터(1)의 경미한 이상이 있는 경우에 자동 공칭 종료 기동을 수행하도록 프로그래밍된다.
이러한 자동 공칭 종료 기동 중에, 디스플레이 디바이스(32)는:
- FADEC(22)의 승인에 따라 1(2) ACR TRANSITION 표시를 디스플레이하고;
- 두 엔진(10a, 10b)이 동일한 출력(P1, P2)을 전달하면 ACR 표시를 제거하며;
- 헬리콥터(1)가 ACR 구성을 벗어나면 1(2) ACR TRANSITION 표시를 제거하고 ACR ARMED 표시를 디스플레이하도록 프로그래밍된다.
항공 전자 시스템(30)은 또한 자동 비상 종료 기동 완료의 끝에, ARM REQUEST 기능을 억제하고 ACR ARM 파라미터에 FALSE 값을 부여하도록 프로그래밍된다.
자동 비상 종료 조건에서, 항공 전자 시스템(30)은 ACR REQUEST 명령을 각각의 디스에이블 위치로 전환하고 그의 인에이블을 억제한다.
자동 비상 종료 조건에서, 항공 전자 시스템(30)은 헬리콥터(1)의 시스템을 모니터링하고 임의의 고장을 식별한다.
도 5를 참조하면, FADEC(22)는 ACR 구성으로부터 공칭 구성으로의 전환이 명령되는 순간(t3)부터 시작하여,
- 순간(t3)과 순간(t4) 사이에 포함된 시간 간격 동안 출구 샤프트(11b)의 각속도를 값 n2에서 값 n1로 증가시키고;
- 순간(t3, t4) 사이에 포함된 시간 간격 동안 출구 샤프트(11a)의 각속도를 값 n1로 유지시키며;
- 순간(t4) 이후에 각각의 값 n1에서 출구 샤프트(11a, 11b)의 각속도를 서로 동일하게 유지시키도록 프로그래밍된다.
특히, 순간(t3, t4) 사이에 포함된 시간 간격에서, 엔진(10b)이 가속되고 출구 샤프트(11b)를 변속기(8)에 대한 관련된 유입 샤프트(12b)와 동일한 각속도로 가져온다.
FADEC(22)는 또한:
- 전술된 전환이 완료된 순간(t5)과 순간(t4) 사이에 포함된 시간 간격에서 엔진(10a)의 출력을 값(P3)으로부터 값(P1)으로 감소시키고;
- 엔진(10b)의 출력을 값(P4)으로부터 순간(t4, t5) 사이에 포함된 시간 간격에 도달된 값(P2)으로 증가시키며;
- 헬리콥터(1)가 공칭 구성에서 동작하는 동안, 순간(t5) 이후 각각의 값(P1, P2)에서의 엔진(10a, 10b)의 출력을 서로 동일하게 유지시키도록 프로그래밍된다.
바람직하게는, FADEC(22)는 명령된 공칭 종료, 자동 공칭 종료, 자동 비상 종료 및 명령된 비상 종료의 조건들 하에서 ACR 동작 구성으로부터 공칭 동작 구성으로의 헬리콥터(1)의 전환 중에:
- 엔진(10a, 10b)을 재구성하기 위해 서로 다른 각각의 시간 과도(transients) 상태를 생성하고;
- 프리휠(13)의 휠(16, 15) 사이의 슬라이딩 속도의 상이한 시간 경향을 생성하며;
- 각각의 프리휠(13)이 각각의 출구 샤프트(11a, 11b) 및 유입 샤프트(12a, 12b)의 각도 회전을 허용하면, 엔진(10a, 10b)에 의해 이용가능하게 된 상이한 출력 값들을 생성하도록 프로그래밍된다.
헬리콥터(1)는 또한:
- 헬리콥터(1)가 공칭 구성과 ACR 구성 사이에서 전환 중이라는 사실에 관한 정보를 FADEC(22)로부터 수신하고;
- 비행 제어부(14a, 14b)에 대한 임의의 수정사항을 평가하며;
- 헬리콥터(1)의 궤적 및/또는 자세 및 회전자(3)의 각속도에서의 섭동을 최소화하기 위해 디스플레이 디바이스(32)를 통해 승무원에게 전술된 보정을 디스플레이하거나 비행 제어부(14a, 14b)에 이러한 보정을 직접 구현하도록 프로그래밍된 자동 AFCS 비행 제어 시스템을 포함한다.
바람직하게는, 조종사 또는 AFCS 비행 제어 시스템은 헬리콥터(1)가 ACR 구성에 있을 때 엔진(10a)의 출력 손실의 경우 복구 기동을 수행하기 위해 비행 제어부(14a, 14b)에 대해 작용한다.
이러한 복구 기동은 엔진(10a)이 고장나기 시작할 때와 엔진(10b)이 헬리콥터(1)를 유지하는 데 필요한 출력을 전달할 수 있을 때 사이의 시간 간격에서 과도 출력(transient power)의 손실을 보상하도록 적응된다.
따라서 전술된 시간 간격 동안 관련된 동작 및 설계 제한 내에 헬리콥터(1)를 유지하는 것이 가능하다.
바람직하게는, 복구 기동은 예컨대 헬리콥터(1)의 높이 및 속도를 감소를 생성하는 것이다(도 6). 특히, 복구 기동은 비행 제어부(14a)에 의해 블레이드(9b)의 피치 각도를 감소시킴으로써 수직 강하 속도의 획득 및 다이빙 자세에서 헬리콥터(1)의 배치를 생성한다. 예를 들어, 전술된 복구 기동은 비상 상황에서의 자동 회전 기동이다.
헬리콥터(1)가 ACR 구성에 있을 때, 출구 샤프트(11b)와 유입 샤프트(11b) 사이에 개재된 프리휠(13)은 각각의 휠(15, 16) 사이의 상대적 슬라이딩으로 인한 기계적 부하를 부담한다. 보다 구체적으로, 휠(16, 15) 사이의 회전 속도의 차이는 프리휠(13)의 구성요소에 대한 국부적 압력 부하를 감소시키도록 선택된다. 또한, 프리휠(13)은 일반적으로 피로 수명에 대한 감소된 영향을 가지고 이러한 속도 차이를 허용하도록 크기가 결정된다.
헬리콥터(1)의 동작은 헬리콥터(1)가 공칭 구성에 있고 ACR REQUEST 명령이 디스에이블 위치에 있는 조건에서 시작하여 설명된다(도 2).
이러한 조건 하에서, 엔진(10a, 10b)은 각각의 출력(P1, P2)을 전달하며 출구 샤프트(11a, 11b)는 변속기(8)의 각각의 유입 샤프트(12a, 12b)와 일체로 서로 동일한 각각의 각속도(n1)로 회전한다.
두 발전기(102a, 102b) 모두는 각각의 엔진(10a, 10b)에 의해 구동되고 각각의 유닛(103a, 103b; 104a, 104b)에 전기를 공급한다.
항공 전자 시스템(30)의 제어 유닛(33)은 센서(21)로부터 헬리콥터(1)의 동작 조건과 연관된 제 1 파라미터 및 헬리콥터(1)의 시스템 및 장비의 임의의 고장과 연관된 제 2 파라미터를 획득한다.
제어 유닛(33)은 이들 제 1 파라미터를 스테이지(37)에 저장된 값과 비교한다.
보다 상세하게(도 9), 항공 전자 시스템(30)의 제어 유닛(33)은 센서(21)에 의해 검출된 제 1 파라미터, 메모리 스테이지(37)의 내용 및 항공 전자 시스템(30)에 의해 발견된 임의의 고장에 기초하여 "ACR 헬리콥터 가용성" 파라미터에 TRUE 또는 FALSE 값을 부여한다.
특히, 항공 전자 시스템(30)의 제어 유닛(33)은 엔진 시스템(7)을 제외한 헬리콥터(1)가 ACR 구성으로 동작될 조건에 있을 때, "ACR 헬리콥터 가용성" 파라미터에 TRUE 값을 부여한다.
더욱 더 정확하게는, 항공 전자 시스템(30)의 제어 유닛(33)은 모든 조건 ⅰ), ⅱ), ⅲ), ⅳ) 및 ⅴ)가 발생하고 헬리콥터 시스템(1)에 중대한 고장이 없을 때, "ACR 헬리콥터 가용성" 파라미터에 TRUE 값을 부여한다.
반대로, 제어 유닛(33)은 헬리콥터(1)가 ACR 구성에서 동작할 수 없을 때 "ACR 헬리콥터 가용성" 파라미터에 FALSE 값을 부여한다.
FADEC(22)는 엔진 시스템(7)이 ACR 구성에서 동작할 조건에 있는 경우 "엔진 가용성" 파라미터에 TRUE 값을 부여한다.
FADEC(22) 또는 대안적으로 항공 전자 시스템(30)은 "엔진 가용성" 및 "ACR 헬리콥터 가용성" 신호 모두가 TRUE 값을 취할 때, 항공 전자 시스템(30)에 대한 "ACR 준비상태" 파라미터에 TRUE 값을 부여한다.
결과적으로, 디스플레이 디바이스(32)는 "ACR READY" 파라미터를 디스플레이한다.
이러한 조건 하에서, 승무원은 먼저 ACR ARM 명령을 작동시킨 다음 ACR REQUEST 명령을 인에이블 위치에 배치함으로써 ACR 구성으로의 전환을 요청할 수 있다. ACR ARM 및 ACR REQUEST 명령의 입력에 따라, 항공 전자 시스템(30)은 시스템(100)의 재구성을 생성하고 공칭 구성으로부터 ACR 구성으로의 엔진(10a, 10b)의 전환을 생성할 것을 FADEC(22)에 요청한다.
특히, 시스템(100)은 엔진(10b)에 연결된 발전기(102b)를 비활성화하고 유닛(103a, 104a)에 공급하기 위해 엔진(10a)에 연결된 발전기(102a)를 활성 상태로 유지하도록 바람직하게는 자동으로 재구성된다.
유닛(103b)의 필수 전기 부하는 엔진(10a)에 의해서 작동되는 발전기(102a)에만 전기적으로 연결되고 비필수 전기 부하는 상기 재구성 단계 동안 디스에이블된다.
바람직하게는, FADEC(22)는 공칭 구성으로부터 ACR 구성으로의 엔진(10a, 10b)의 전환이 발생하기 전에 시스템(100)의 재구성이 발생하였는지를 검증한다.
특히, 시스템(100)의 재구성 단계 동안, 디스플레이 디바이스(32)는 1(2) ACR TRANSITION 표시를 디스플레이한다.
엔진(10a, 10b)의 재구성 단계 동안, 디스플레이 디바이스(32)는 ACR 표시를 디스플레이한다.
바람직하게는, 헬리콥터(1)의 재구성은 ACR REQUEST 명령을 인에이블 위치에 배치한 이후 시간 간격이 경과한 후에 시작된다.
이러한 시간 간격의 끝에서, FADEC(22)는 엔진(10b)에 대한 연소실로의 연료 공급을 감소시키고 엔진(10a, 10b)의 재구성을 시작한다.
보다 상세하게, 시스템(100)의 재구성이 완료된 순간(t0)(도 4)부터 시작하여 공칭 구성으로부터 ACR 구성으로의 전환이 완료된 순간(t1)까지, FADEC(22)는:
- 엔진(10a)의 출력을 값(P1)으로부터 순간(t1)에 도달된 값(P3)까지 증가시키고;
- 엔진(10a)의 출력을 값(P2)으로부터 순간(t1)에 도달된 값(P4)까지 감소시키며;
- 헬리콥터(1)가 ACR 구성에서 동작하는 동안 순간(t1) 이후에 엔진(10a, 10b)의 출력을 각각의 값(P3, P4)에 유지시킨다.
출구 샤프트(11a, 11b)의 각속도가 서로 동일하고 값 n1과 동일한 순간(t0)에서 시작하여, FADEC(22)는:
- 순간(t0, t1) 사이에 포함된 시간 간격 동안 출구 샤프트(11b)의 각속도를 값 n1으로부터 값 n1보다 낮은 값 n2로 감소시키고;
- 순간(t0, t1) 사이에 포함된 시간 간격 동안 출구 샤프트(11a)의 각속도를 값 n1로 유지시키며;
- 순간(t1) 이후에 출구 샤프트(11a, 11b)의 각속도를 각각의 값 n1, n2로 유지시킨다.
특히, 변속기(8)의 유입 샤프트(12a)는 출력(P1)을 전달하는 엔진(10a)의 출구 샤프트(11a)에 의해 회전 구동된다. 유입 샤프트(12b)의 각속도는 엔진(10a)에 연결된 유입 샤프트(12a)에 의해 제공되는 구동 토크의 증가에 의해서 일정하게 유지된다.
순간(t1)에 이어, 프리휠(13)은 각속도 n1로 회전하는 엔진(10b)의 출구 샤프트(11b)와 변속기(8)의 유입 샤프트(12b) 사이에서의 슬라이딩으로 상대적 회전을 가능하게 한다.
항공 전자 시스템(30)은 센서(21, 23)의 신호를 지속적으로 획득하고 동작 파라미터가 스테이지(37)에 저장된 간격으로 계속 유지되는지 비교한다.
동작 파라미터 중 일부가 스테이지(37)에 저장된 간격 밖에 있고/있거나 ACR 구성과 호환되지 않는 고장이 발견되면, 시스템(100) 및 엔진(10a, 10b)은 공칭 구성으로 복귀한다.
헬리콥터(1)가 ACR 구성에서 동작할 때, 제어 유닛(33)은 헬리콥터(1)의 실제 비행 영역 선도의 일부 파라미터가 결정된 비행의 결정된 비행 영역 선도 내에 남아있는지를 모니터링하고, 상기 파라미터의 경향을 도출한다.
디스플레이 디바이스(32)는 상기 파라미터가 전술된 결정된 비행 영역 선도로부터 헬리콥터(1)가 나가게 하는 경향을 갖는다는 사실에 관한 경고 메시지를 조종사에게 제공한다.
헬리콥터(1)가 ACR 구성에 있을 때, 엔진(10a)의 출력 손실의 경우, 조종사 또는 AFCS 비행 제어 시스템은 엔진(10a)이 고장나기 시작할 때와 엔진(10b)이 헬리콥터(1)를 유지하는 데에 필요한 출력을 전달할 수 있을 때 사이의 시간 간격에서의 과도 출력의 손실을 보상하도록 복구 기동을 수행하기 위해 비행 제어부(14a, 14b)에 대해 작용한다.
바람직하게는, 복구 기동은 예컨대 헬리콥터(1)의 높이 및 속도에서 감소를 생성하는 것이다(도 6). 특히, 복구 기동은 비행 제어부(14a)에 의해 블레이드(9b)의 피치 각도를 감소시킴으로써 수직 강하 속도의 획득 및 다이빙 자세의 헬리콥터(1)의 배열을 생성한다.
ACR 구성으로부터 공칭 구성으로의 헬리콥터(1)의 전환은 명령된 공칭 종료 또는 명령된 비상 종료 또는 자동 비상 종료 또는 자동 공칭 종료를 통해서 발생한다.
특히, 승무원은 ACR REQUEST 명령을 디스에이블 위치에 배치함으로써 명령된 공칭 종료를 생성한다.
ACR REQUEST 명령의 이러한 비활성화에 응답하여, 디스플레이 디바이스(32)는 FADEC(22)에 의한 승인에 따라 1(2) ACR TRANSITION 표시를 디스플레이하고; 두 엔진(10a, 10b)이 동일한 출력(P1, P2)을 전달하면 ACR 신호를 제거하고; 1(2) ACR TRANSITION 표시를 제거하며; 헬리콥터(1)가 공칭 구성에 있으면 ACR ARMED 표시를 디스플레이한다.
승무원은 ACR ARM 명령을 작동시킴으로써 명령된 비상 종료를 생성한다.
상기 작동에 응답하여, 디스플레이 디바이스(32)는 FADEC(22)에 의한 컨펌 후에 1(2) ACR TRANSITION 표시를 디스플레이하고, 두 엔진(10a, 10b)이 동일한 출력(P1, P2)을 전달하면 ACR 표시를 제거하고; 헬리콥터(1)가 ACR 구성을 벗어나 1(2) ACR TRANSITION 표시를 제거하며; ACR READY 표시를 디스플레이한다.
항공 전자 시스템(30)은 비활성화된 위치에 ACR REQUEST 명령을 배치하여 ACR 구성으로의 복귀 가능성을 방지한다.
제어 유닛(33) 또는 대안적으로 FADEC(22) 자체는 "ACR 헬리콥터 가용성" 및 "엔진 가용성" 파라미터 중 하나가 FALSE 값을 취할 때, 즉 ⅰ), ⅱ), ⅲ), ⅳ), ⅴ) 조건들 중 적어도 하나가 검증되지 않을 때 ACR 구성으로부터의 자동 비상 종료를 생성할 것을 FADEC(22)에 명령한다.
이러한 상황에서, 디스플레이 디바이스(32)는 1(2) ACR TRANSITION 표시를 디스플레이하고, 엔진(10b)이 엔진(10a)과 동일한 출력을 전달하면 ACR 표시를 제거하며, 헬리콥터(1)의 재구성이 완료되면 ACR TRANSITION 표시를 제거한다.
제어 유닛(33)은 ACR ARMED 상태를 재설정하고, ACR ARMED 표시를 디스플레이하지 않으며, 자동 비상 종료 기동 완료의 끝에 ARM REQUEST 명령을 디스에이블 위치에 배치한다.
디스플레이 디바이스(32)는 헬리콥터(1)가 ACR 구성으로부터 공칭 구성으로 전환하는 동안 1(2) ACR TRANSITION 표시를 디스플레이하고 전술된 전환의 끝에 ACR 표시를 제거한다.
자동 비상 종료 조건 하에서, 센서(21)는 ACR 구성과 호환 가능하지 않은 하나 이상의 고장의 존재를 인식하고, 엔진(10a, 10b)을 제외한 헬리콥터(1)의 시스템을 모니터링하며, 이러한 고장을 항공 전자 시스템(30)에 전달한다.
FADEC(22)는 변속기(8)의 유입 샤프트(12b)에 올바른 출력 값을 보장하기 위해 엔진(10b)의 출구 샤프트(11b)의 제어 법칙을 구현하도록 명령받는다.
항공 전자 시스템(30)은 또한 시스템(100)을 재구성하기 위해 조종사에 대한 도움의 신속한 활성화를 생성하도록 프로그래밍된다.
제어 유닛(33)은 자동 비상 종료를 필요로 하지 않는 헬리콥터(1)의 경미한 이상의 경우에, FADEC(22)에게 자동 공칭 종료 기동을 수행하도록 요청한다.
보다 상세하게, 제어 유닛(33)은 또한 ACR 구성으로부터 공칭 구성으로의 전환이 명령된 순간(t3)부터 시작하여, FADEC(22)에:
- 순간(t3)과 순간(t4) 사이에 포함된 시간 간격 동안 출구 샤프트(11b)의 각속도를 값 n2로부터 값 n1로 증가시키고;
- 순간(t3, t4) 사이에 포함된 시간 간격 동안 출구 샤프트(11a)의 각속도를 값 n1로 유지시키며;
- 순간(t4) 이후에 각각의 값 n1에서 출구 샤프트(11a, 11b)의 각속도를 서로 동일하게 유지시킬 것을 요구한다.
특히, 시간 순간(t3, t4) 사이에 포함된 시간 간격에서, 엔진(10b)이 가속되고 출구 샤프트(11b)를 변속기(8)에 대한 관련된 유입 샤프트(12b)와 동일한 각속도로 가져온다.
제어 유닛(33)은 또한 FADEC(22)에 대해:
- 순간(t4)과 전술된 전환이 완료된 순간(t5) 사이에 포함된 시간 간격에서 엔진(10a)의 출력을 값(P3)으로부터 값(P1)으로 감소시키고;
- 엔진(10a)의 출력을 값(P4)으로부터 순간(t4, t5) 사이에 포함된 시간 간격에 도달된 값 P2로 증가시키며;
- 헬리콥터(1)가 공칭 구성에서 동작하는 동안 순간(t5) 이후 서로 동일한 각각의 값(P1, P2)으로 엔진(10a, 10b)의 출력을 유지시키도록 명령한다.
ACR 구성을 빠져나가기 위한 기동의 유형에 따라, 제어 유닛(33)은 프리휠(13)의 휠(16, 15) 사이의 슬라이딩 속도의 서로 다른 시간 경향, 프리휠(13)의 휠(16, 15) 사이의 슬라이딩 속도의 서로 다른 시간 경향을 생성하며, 각각의 프리휠(13)이 각각의 출구 샤프트(11a, 11b) 및 유입 샤프트(12a, 12b)의 각도 회전을 허용하면 엔진(10a, 10b)에 의해 이용가능하게 된 서로 다른 출력 값을 생성할 것을 FADEC(22)에게 명령한다.
전술된 종료 기동 각각에 대해, 헬리콥터(1)의 ACR 구성으로부터 공칭 구성으로의 전환의 끝에, 엔진(10b)에 연결된 발전기(102b) 뿐만 아니라 발전기(102b) 자체에 전기적으로 연결된 유닛(103b, 104b)도 다시 활성화된다.
본 발명에 따른 헬리콥터(1)의 특징에 대한 검토로부터, 이것이 획득할 수 있게 하는 이점이 명백하다.
특히, 항공 전자 시스템(30)의 제어 유닛(33)은:
- 헬리콥터(1)의 동작 조건과 연관된 일련의 파라미터를 획득하며;
- 전술된 파라미터가 각각의 제 1 값을 취할 때 공칭 구성으로부터 ACR 구성으로의 전환을 가능하게 하도록 프로그래밍된다.
이러한 방식으로, 헬리콥터(1)가 결정된 비행 영역 선도 내에 있고 ACR 구성에서 그 동작성에 영향을 미치는 헬리콥터(1) 자체의 필수적인 구성요소의 고장이 없는 경우에만, 더 낮은 특정 연료 소비로 ACR 구성에서 동작함을 보장할 수 있다.
이것은 엔진 시스템(7)이 헬리콥터(1)의 동작 조건에 의해 요구될 때 최대 출력을 전달할 수 있으며 헬리콥터(1) 자체의 동작 조건에 의해 허용될 때 그의 소비를 최소화할 수 있음을 보장한다.
제어 유닛(33)이 헬리콥터(1)의 동작 조건과 연관된 파라미터를 지속적으로 획득한다는 사실로 인해, 헬리콥터(1)가 결정된 비행의 결정된 비행 영역 선도 외부에 있거나 또는 헬리콥터(1)의 고장이 존재하는 즉시, ACR 구성으로부터 동작 구성으로의 자동 비상 종료를 수행할 수 있다.
헬리콥터(1)가 ACR 구성에서 동작할 때, 제어 유닛(33)은 헬리콥터(1)의 실제 비행 영역 선도의 일부 파라미터가 결정된 비행의 결정된 비행 영역 선도 내에 있는지를 모니터링하며, 이들 파라미터의 경향을 도출한다.
디스플레이 디바이스(32)는 상기 파라미터가 전술된 결정된 비행 영역 선도로부터 헬리콥터(1)가 나가도록 하는 경향을 가진다는 사실에 관한 경고 메시지를 조종사에게 제공한다.
따라서 헬리콥터(1)가 ACR 구성이 허용되지 않는 비행 영역 선도에 접근하고 있음을 승무원에게 즉시 알릴 수 있다.
헬리콥터(1)가 ACR 구성에 있을 때 엔진(10a)의 출력 손실의 경우, 조종사 또는 AFCS 비행 제어 시스템은 엔진(10a)이 고장나기 시작할 때와 엔진(10b)이 헬리콥터(1)를 유지하는데 필요한 출력을 전달할 수 있을 때 사이의 시간 간격에서 과도 출력 손실을 보상하도록 적응된 복구 기동을 수행하도록 비행 제어부(14a, 14b)에 작용한다.
따라서 전술된 시간 간격 동안 관련된 동작 및 설계 제한 내에 헬리콥터(1)를 유지하는 것이 가능하다.
항공 전자 시스템(30)의 제어 유닛(33)은 또한:
- 승무원이 필요한 것으로 고려한 경우, ACR 동작 구성으로부터의 명령된 공칭 종료; 및/또는
- 자동 비상 종료가 필요하지 않은 헬리콥터(1)의 경미한 이상인 경우 ACR 동작 구성으로부터의 자동 비-긴급 종료를 가능하게 한다.
보다 상세하게, 파라미터가 제 1 값을 취하는 경우에도 승무원에 의해 명령된 공칭 종료 기동이 요청될 수 있다.
이러한 방식으로, 예를 들어 이러한 모드에서의 수행이 특정 비행 조건 및 임무에 적절한 것으로 간주되지 않거나 또는 항공 전자 시스템(30)에 의해 자동으로 검출된 사항에 포함되지 않은 이상(anomalies)이 수동 구성이 복구될 것을 필요로 하기 때문에 승무원의 필요에 따라 ACR 구성에서 빠져나오는 것이 가능하다.
따라서 ACR 구성에서 소비 감소 가능성과 함께 헬리콥터(1) 이용의 최대 유연성을 보장하는 것이 가능한다.
ACR 구성에서 엔진(10b)이 꺼지지 않고 실질적으로 무전력(nil power;P2)을 전달한다는 점을 강조하는 것이 중요하다.
결과적으로, 엔진(10b)이 ACR 구성에서도 활성 상태를 유지한다는 사실로 인해, 엔진(10b)이 출력(P2)을 전달하는 공칭 구성에 헬리콥터(1)를 배치하기 위해 필요한 시간이 엔진들 중 하나가 완전히 꺼지는 알려진 솔루션에 비교하여 특히 감소된다.
헬리콥터(1)의 ACR 구성에서, 엔진(10b)의 출구 샤프트(11b)은 프리휠(13)의 존재로 인해 변속기의 유입 샤프트(12b)의 각속도 n2보다 낮은 각속도 n1로 회전한다.
다시 말하면, 프리휠(13)은 헬리콥터(1)가 ACR 구성에 있는 전체 시간에 걸쳐 지속되는 휠(16)과 휠(15) 사이의 상대적 슬라이딩으로 인한 기계적 부하를 지지할 수 있게 한다.
이러한 방식으로, 엔진(10b)의 예외적인 고장의 발생 시에 짧은 시간 동안 회전자(3)의 동작이 보존될 수 있게 하도록 일반적으로 의도된 동일한 프리휠(13)은 또한 장기간에 걸친 ACR 구성에서 회전자(3)의 동작을 허용하기 위해서도 유리하게 사용된다.
이는 휠(16, 15) 사이의 회전 속도 차이가 프리휠(13)의 구성요소에 대한 국부적 압력 부하를 감소시키는 방식으로 선택되며, 프리휠(13)이 일반적으로 피로 수명에 감소된 영향을 가지고 이러한 속도 차이를 허용하는 크기이기 때문에 가능하다.
마지막으로, 본 발명의 보호 범주를 벗어나지 않고 전술된 항공기(1)에 수정 및 변경이 이루어질 수 있음이 명백하다.
특히, 공중 정지가 가능한 항공기는 헬리콥터(1) 대신 전환식 비행기일 수 있다.
보다 구체적으로, 공중 정지가 가능한 항공기는 예를 들어 2개의 동축 회전자 또는 인터메싱(intermeshing) 유형의 다중회전자 항공기일 수 있다.
조건 ⅱ)는 항공 전자 시스템(30)이 아닌 수동 비행 조건 하에서 조종사에 의해 검증될 수 있다.
엔진(10a, 10b)은 배터리 또는 하이브리드 엔진에 의해 동작되는 터보-샤프트 엔진 또는 전기 엔진과 다른 열 엔진일 수 있다.
Claims (17)
- 공중 정지(hovering)가 가능한 항공기(1)를 제어하는 방법으로서,
상기 항공기(1)는:
- 제 1 엔진(10a);
- 제 2 엔진(10b);
- 상기 제 1 엔진 및 상기 제 2 엔진(10a, 10b)에 동작상 연결되는 적어도 하나의 회전자(3); 및
- 상기 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)과 상기 회전자(3) 사이에 개재된 변속기(8)를 포함하고;
상기 변속기(8)는 상기 제 1 엔진(10a)의 제 1 출구 부재(11a) 및 상기 제 2 엔진(10b)의 제 2 출구 부재(11b)에 각각 연결된 제 1 및 제 2 유입구(12a, 12b)를 포함하고;
상기 방법은,
i) 상기 항공기(1)를:
상기 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)이 서로 실질적으로 동일한 제 1 및 제 2 출력 값(P1, P2)을 각각 상기 변속기(8)의 각각의 제 1 및 제 2 유입구(12a, 12b)에 대해 이용가능하게 하고; 상기 제 1 및 제 2 출력 값(P1, P2)의 합은 적어도 상기 하나의 회전자(3)의 올바른 동작을 위해 필요한 출력(P)과 동등한 제 1 구성; 또는
상기 제 1 엔진(10a)이 상기 제 1 유입구(12a)에 대해 상기 제 1 출력 값(P1)보다 큰 제 3 출력 값(P3)을 이용가능하게 하고, 상기 제 2 엔진(10b)이 상기 제 2 유입구(12b)에 무(nil) 출력 값(P4)을 전달하며; 상기 제 3 출력 값(P3) 및 상기 제 4 출력 값(P4)은 상이하고; 상기 제 3 출력 값(P3)은 상기 제 1 출력 값(P1)보다 크고 상기 출력(P)과 동일한 제 2 구성에 배치하는 단계를 포함하고;
상기 방법은:
ii) 상기 항공기(1)의 동작 조건과 연관된 일련의 파라미터를 검출하는 단계; 및
iii) 상기 파라미터들이 각각의 제 1 값을 취할 때, 상기 제 1 구성으로부터 상기 제 2 구성으로의 상기 항공기(1)의 전환을 가능하게 하는 단계를 포함하며,
상기 파라미터 중 일부만이 각각의 제 1 값을 취하고 제 2 명령을 따를 때, 상기 제 2 구성으로부터 상기 제 1 구성으로의 상기 항공기(1)의 명령된 비-긴급 전환을 허용하는 단계 xⅱ)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 파라미터 중 적어도 일부가 상기 항공기(1)의 비행 영역 선도(flight envelope)를 규정하고; 및/또는 적어도 추가로 상기 파라미터가 상기 항공기(1)의 고장을 나타내는 것을 특징으로 하는, 방법. - 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
상기 파라미터 중 적어도 하나가 상기 제 1 값과 상이한 각각의 제 2 값을 취할 때, 상기 제 1 구성으로부터 상기 제 2 구성으로의 상기 항공기(1)의 전환을 방지하는 단계 ⅳ)를 포함하는 것을 특징으로 하고, 및/또는;
상기 파라미터 중 적어도 하나가 상기 제 1 값과 상이한 각각의 제 2 값을 취할 때, 상기 제 2 구성으로부터 상기 제 1 구성으로의 상기 항공기(1)의 자동 전환을 생성하는 단계 ⅴ)를 포함하는 것을 특징으로 하고, 및/또는;
상기 파라미터가 각각의 제 1 값을 취하고 제 1 명령을 따를 때, 상기 제 2 구성으로부터 상기 제 1 구성으로의 상기 항공기(1)의 명령된 비상 전환을 수행하는 단계 ⅵ)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법. - 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
ⅶ) 상기 항공기(1)가 상기 제 2 구성에 있을 때 상기 파라미터 중 적어도 일부의 경향을 생성하는 단계; 및
ⅷ) 상기 경향이 상기 적어도 일부 파라미터를 상기 제 1 값과 상이한 제 2 값을 취하도록 하는 경우 경고 신호를 생성하는 단계
를 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법. - 제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
ⅸ) 상기 제 1 엔진(10a)이 고장나기 시작함을 검출하는 단계;
ⅹ) 상기 항공기(1)의 높이 및 수직 속도(level and vertical speed)를 감소하는 단계; 및
xⅰ) 상기 제 2 엔진(10b)에 의해 전달되는 출력을 증가하는 단계
를 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법. - 제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 단계 ⅲ)은:
- 외부 온도(OAT)가 제 1 동작 값과 제 2 동작 값 사이에 포함되고;
- 압력 고도는 제 3 동작 값과 제 4 동작 값 사이에 포함되고;
- 밀도 고도는 제 5 동작 값과 제 6 동작 값 사이에 포함되고;
- 지면 위의 높이는 50피트와 1000피트 사이에 포함되고;
- 해수면 위의 높이는 50피트와 1000피트 사이에 포함되고;
- 상기 회전자(3)의 각속도는 제 7 최소 동작 값과 제 8 최대 동작 값 사이에 포함되며, 제 7 값은 공칭 각속도의 0.85배 내지 1배 사이이고 제 8 값은 상기 공칭 각속도의 1배와 1.15배 사이에 포함되고;
- 표시 속도(IAS)는 제 9 값과 제 10 값 사이에 포함되며, 제 9 값은 높이 및 동작 온도에서의 최소 출력이 요구되는 수평 비행 속도의 0.5배와 1.5배 사이에 포함되고 제 10 값은 최소 출력이 요구되는 상기 수평 비행 속도의 1배와 2.5배 사이에 포함되고;
- 상기 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)에 의해 전달되는 토크는 제 11 동작 값과 제 12 동작 값 사이이며, 제 11 값은 최소 출력이 요구되는 상기 수평 비행 속도에서 직선 수평 비행에 필요한 토크의 0.5배와 1배 사이에 포함되고 제 12 값은 상기 필요한 토크의 1배와 3배 사이에 포함됨
을 검증하는 단계 xⅲ)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법. - 제 6 항에 있어서,
상기 단계 ⅲ)은:
- 최소 비행 높이 위의 고도는 50피트와 1000피트 사이에 포함되며;
- 가변 속도(Vz)는 제 13 동작 값과 제 14 동작 값 사이에 포함되며, 제 13 동작 값은 자동 회전의 수직 속도의 0.1와 1배 사이에 포함되고 제 14 동작 값은 최소 출력이 요구되는 상기 속도에서의 최대 가변 속도의 0.1배와 1배 사이에 포함됨
을 검증하는 단계 xⅳ)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법. - 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
관련된 제 2 출구 부재(12)가 상기 제 2 구성에서 0보다 큰 각속도로 회전하도록 상기 제 2 엔진(10b)을 제어하는 단계 xv)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법. - 제 1 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 항공기(1)가 상기 제 2 구성에 있을 때 그리고 상기 제 2 엔진(10b)이 고장난 경우에 일방향 클러치(13)를 통해 상기 제 2 출구 부재(11b)와 상기 제 2 유입구(12b) 사이에 상대적(relative) 각도 슬라이딩을 생성하는 단계 xvi)를 포함하고;
상기 일방향 클러치(13)는 상기 관련된 제 2 유입구(12b)와 일체로 회전 가능한 제 1 요소(16) 및 상기 제 2 출구 샤프트(11b)와 일체로 회전 가능한 제 2 요소(15)를 포함하고; 상기 클러치(13)는 상기 제 1 요소(16)가 상기 제 2 요소(15)보다 낮은 속도로 회전할 때 상기 제 2 유입구(12b)와 제 2 출구 샤프트(11b)를 회전 가능하게 분리하고, 상기 제 1 및 제 2 요소(16, 15)가 동일한 각속도로 회전할 때 상기 제 2 유입구(12b) 및 제 2 출구 샤프트(11b)를 회전 가능하게 결합하는 것을 특징으로 하는, 방법. - 제 9 항에 있어서,
xvii) 상기 제 2 구성으로부터 상기 제 1 구성으로의 전환의 유형에 따라, 상기 제 1 요소(16)와 제 2 요소(15) 사이의 슬라이딩 속도의 상이한 시간 경향을 생성하는 단계; 및/또는
xviii) 상기 제 2 구성으로부터 상기 제 1 구성으로의 전환의 유형에 따라, 상기 일방향 클러치(13)가 상기 제 2 유입구(12b)와 제 2 출구 샤프트(11b)를 연결하면, 상기 제 1 엔진(10a) 및 제 2 엔진(10)에 의해 각각 이용가능한 상이한 출력 값(P1, P2)을 생성하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법. - 제 1 항 내지 제 10 항 중 어느 한 항에 있어서,
xix) 제 1 발전기(102a)를 상기 제 1 엔진(10a)의 상기 제 1 출구 부재(11a)에 기계적으로 연결하는 단계;
xx) 상기 항공기(1)가 상기 제 1 구성에 있을 때 상기 제 1 발전기(102a)로 제 1 전기 부하(103a, 104a)에 전기적으로 공급하는 단계;
xxi) 제 2 발전기(102b)를 상기 제 2 엔진(10b)의 상기 제 2 출구 부재(11b)에 기계적으로 연결하는 단계;
xxⅱ) 상기 항공기(1)가 상기 제 1 구성에 있을 때 상기 제 2 발전기(102b)로 제 2 전기 부하(103b, 104b)에 전기적으로 공급하는 단계;
xxⅲ) 상기 항공기(1)가 상기 제 2 구성에 있을 때, 상기 제 2 발전기(102b) 및 상기 제 2 전기 부하(103b, 104b)의 비필수적인 부분을 비활성화하며, 상기 제 1 발전기(102a)로 상기 제 2 전기 부하의 적어도 필수적인 부분에 공급하는 단계
를 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법. - 공중 정지가 가능한 항공기(1)로서,
- 제 1 엔진(10a);
- 제 2 엔진(10b);
- 상기 제 1 엔진(10a) 및 상기 제 2 엔진(10b)에 동작상 연결되는 적어도 하나의 회전자(3);
- 상기 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)과 상기 회전자(3) 사이에 개재되고 상기 제 1 엔진(10a) 및 상기 제 2 엔진(10b)에 각각 연결된 제 1 및 제 2 유입구(11a, 11b)를 포함하는 변속기(8); 및
- 상기 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)을:
이들이 각각 서로 동일한 제 1 및 제 2 출력 값(P1, P2)을 각각의 제 1 및 제 2 유입구(12a, 12b)에 대해 이용가능하게 하고; 상기 제 1 및 제 2 출력 값(P1, P2)의 합이 적어도 상기 하나의 회전자(3)의 올바른 동작을 위해 필요한 출력(P)과 동등한 제 1 구성; 또는
상기 제 1 엔진(10a)이 상기 제 1 유입구(12a)에 대해 상기 제 1 출력 값(P1)보다 큰 제 3 출력 값(P3)을 전달하고, 상기 제 2 엔진(10b)이 상기 제 2 유입구(12b)에 무 출력 값(P4)을 전달하며; 상기 제 3 출력 값(P3) 및 상기 제 4 출력 값(P4)은 서로 상이하고; 상기 제 3 출력 값(P3)은 상기 제 1 출력 값(P1)보다 크고 상기 출력(P)과 동일한 제 2 구성
에 배치하도록 프로그래밍된 제어 유닛(30, 33, 22)을 포함하고;
상기 제어 유닛(30, 33, 22)은:
- 상기 항공기(1)의 동작 조건과 연관된 일련의 파라미터가 제 1 값을 취할 때 상기 제 1 구성으로부터 상기 제 2 구성으로의 전환을 가능하게 하고;
- 상기 항공기(1)의 동작 조건과 연관된 상기 파라미터 중 적어도 하나가 상기 제 1 값과 상이한 제 2 값을 취할 때 상기 전환을 억제하도록 프로그래밍되고;
상기 제어 유닛(30, 33, 32)은 상기 파라미터 중 일부만이 각각의 제 1 값을 취하고 제 2 명령을 따를 때, 상기 제 2 구성으로부터 상기 제 1 구성으로의 상기 항공기(1)의 명령된 비-긴급 전환을 허용하도록 추가로 프로그래밍되는 것을 특징으로 하는, 항공기. - 제 12 항에 있어서,
- 상기 항공기(1)의 비행 영역 선도를 규정하는 제 1 상기 파라미터를 검출하고 상기 항공기(1)의 고장을 나타내는 제 2 상기 파라미터를 검출하도록 적응되며, 상기 제어 유닛(30, 33)과 기능적으로 연결되는 복수의 센서(21, 23); 및
- 상기 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)에 명령하고 상기 제어 유닛(30, 33)에 의해 명령을 받도록 구성되는 FADEC(22)을 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기. - 제 12 항 또는 제 13 항에 있어서,
상기 제어 유닛(30, 33)이 상기 제 1 값의 저장 스테이지(37)를 포함하는 것을 특징으로 하고/거나;
상기 제어 유닛(30, 32, 33)에 의해 명령되고 승무원에게:
- 상기 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)을 포함하는 상기 항공기(1)가 ACR 구성에서 동작될 조건에 있다는 사실을 나타내는 제 1 신호(ACR READY); 및/또는
- 상기 제 1 구성으로부터 제 2 구성으로의 상기 전환이 가능하게 되었다는 사실을 나타내는 제 2 신호(ACR ARMED); 및/또는
- 사용 시에, 상기 항공기(1)가 상기 제 2 구성에서 동작한다는 사실을 나타내는 제 3 신호(ACR)
를 디스플레이하도록 구성된 디스플레이 디바이스(32)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기. - 공중 정지가 가능한 항공기(1)를 제어하는 방법으로서,
상기 항공기(1)는:
- 제 1 엔진(10a);
- 제 2 엔진(10b);
- 상기 제 1 엔진 및 상기 제 2 엔진(10a, 10b)에 동작상 연결되는 적어도 하나의 회전자(3); 및
- 상기 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)과 상기 회전자(3) 사이에 개재된 변속기(8)를 포함하고;
상기 변속기(8)는 상기 제 1 엔진(10a)의 제 1 출구 부재(11a) 및 상기 제 2 엔진(10b)의 제 2 출구 부재(11b)에 각각 연결된 제 1 및 제 2 유입구(12a, 12b)를 포함하고;
상기 방법은,
i) 상기 항공기(1)를:
상기 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)이 서로 실질적으로 동일한 제 1 및 제 2 출력 값(P1, P2)을 각각 상기 변속기(8)의 각각의 제 1 및 제 2 유입구(12a, 12b)에 대해 이용가능하게 하고; 상기 제 1 및 제 2 출력 값(P1, P2)의 합은 적어도 상기 하나의 회전자(3)의 올바른 동작을 위해 필요한 출력(P)과 동등한 제 1 구성; 또는
상기 제 1 엔진(10a)이 상기 제 1 유입구(12a)에 대해 상기 제 1 출력 값(P1)보다 큰 제 3 출력 값(P3)을 이용가능하게 하고, 상기 제 2 엔진(10b)이 상기 제 2 유입구(12b)에 무 출력 값(P4)을 전달하며; 상기 제 3 출력 값(P3) 및 상기 제 4 출력 값(P4)은 서로 상이하고; 상기 제 3 출력 값(P3)은 상기 제 1 출력 값(P1)보다 크고 상기 출력(P)과 동일한 제 2 구성에 배치하는 단계를 포함하고;
상기 방법은:
ⅱ) 상기 항공기(1)의 동작 조건과 연관된 일련의 파라미터를 검출하는 단계; 및
ⅲ) 상기 파라미터가 각각의 제 1 값을 취할 때, 상기 제 1 구성으로부터 상기 제 2 구성으로의 상기 항공기(1)의 전환을 가능하게 하는 단계를 포함하며,
상기 단계 ⅲ)은:
- 외부 온도(OAT)는 제 1 동작 값과 제 2 동작 값 사이에 포함되고;
- 압력 고도는 제 3 동작 값과 제 4 동작 값 사이에 포함되고;
- 밀도 고도는 제 5 동작 값과 제 6 동작 값 사이에 포함되고;
- 지면 위의 높이는 50피트와 1000피트 사이에 포함되고;
- 해수면 위의 높이는 50피트와 1000피트 사이에 포함되고;
- 상기 회전자(3)의 각속도는 제 7 최소 동작 값과 제 8 최대 동작 값 사이에 포함되며, 제 7 값은 공칭 각속도의 0.85배 내지 1배 사이이고 제 8 값은 상기 공칭 각속도의 1배와 1.15배 사이에 포함되고;
- 표시 속도(IAS)는 제 9 값과 제 10 값 사이에 포함되며, 제 9 값은 높이 및 동작 온도에서의 최소 출력이 요구되는 수평 비행 속도의 0.5배와 1.5배 사이에 포함되고 제 10 값은 최소 출력이 요구되는 상기 수평 비행 속도의 1배와 2.5배 사이에 포함되고;
- 상기 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)에 의해 전달되는 토크는 제 11 동작 값과 제 12 동작 값 사이이며, 제 11 값은 최소 출력이 요구되는 상기 수평 비행 속도에서 직선 수평 비행에 필요한 토크의 0.5배와 1배 사이에 포함되고 제 12 값은 상기 필요한 토크의 1배와 3배 사이에 포함됨
을 검증하는 단계 xⅲ)를 포함하는 것을 특징으로 하고;
상기 단계 ⅲ)은:
- 최소 비행 고도 위의 고도는 50피트와 1000피트 사이에 포함되며;
- 가변 속도(Vz)는 제 13 동작 값과 제 14 동작 값 사이에 포함되며, 제 13 동작 값은 자동 회전의 수직 속도의 0.1와 1배 사이에 포함되고 제 14 동작 값은 최소 출력이 요구되는 상기 속도에서의 최대 가변 속도의 0.1배와 1배 사이에 포함됨
을 검증하는 단계 xⅳ)를 더 포함하는, 방법. - 공중 정지가 가능한 항공기(1)로서,
- 제 1 엔진(10a);
- 제 2 엔진(10b);
- 상기 제 1 엔진(10a) 및 상기 제 2 엔진(10b)에 동작상 연결되는 적어도 하나의 회전자(3);
- 상기 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)과 상기 회전자(3) 사이에 개재되고 상기 제 1 엔진(10a) 및 상기 제 2 엔진(10b)에 각각 연결된 제 1 및 제 2 유입구(11a, 11b)를 포함하는 변속기(8); 및
- 상기 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)을:
이들이 각각 서로 동일한 제 1 및 제 2 출력 값(P1, P2)을 각각의 제 1 및 제 2 유입구(12a, 12b)에 대해 이용가능하게 하고; 상기 제 1 및 제 2 출력 값(P1, P2)의 합이 적어도 상기 하나의 회전자(3)의 올바른 동작을 위해 필요한 출력(P)과 동등한 제 1 구성; 또는
상기 제 1 엔진(10a)이 상기 제 1 유입구(12a)에 대해 상기 제 1 출력 값(P1)보다 큰 제 3 출력 값(P3)을 전달하고, 상기 제 2 엔진(10b)이 상기 제 2 유입구(12b)에 무 출력 값(P4)을 전달하며; 상기 제 3 출력 값(P3) 및 상기 제 4 출력 값(P4)은 서로 상이하고; 상기 제 3 출력 값(P3)은 상기 제 1 출력 값(P1)보다 크고 상기 출력(P)과 동일한 제 2 구성
에 배치하도록 프로그래밍된 제어 유닛(30, 33, 22)을 포함하고;
상기 제어 유닛(30, 33, 22)은:
- 상기 항공기(1)의 동작 조건과 연관된 일련의 파라미터가 제 1 값을 취할 때 상기 제 1 구성으로부터 상기 제 2 구성으로의 전환을 가능하게 하고;
- 상기 항공기(1)의 동작 조건과 연관된 상기 파라미터 중 적어도 하나가 상기 제 1 값과 상이한 제 2 값을 취할 때 상기 전환을 억제하도록 프로그래밍되고;
상기 제어 유닛(30, 33, 22)이:
- 외부 온도(OAT)는 제 1 동작 값과 제 2 동작 값 사이에 포함되고;
- 압력 고도는 제 3 동작 값과 제 4 동작 값 사이에 포함되고;
- 밀도 고도는 제 5 동작 값과 제 6 동작 값 사이에 포함되고;
- 지면 위의 높이는 50피트와 1000피트 사이에 포함되고;
- 해수면 위의 높이는 50피트와 1000피트 사이에 포함되고;
- 상기 회전자(3)의 각속도는 제 7 최소 동작 값과 제 8 최대 동작 값 사이에 포함되며, 제 7 값은 공칭 각속도의 0.85배 내지 1배 사이이고 제 8 값은 상기 공칭 각속도의 1배와 1.15배 사이에 포함되고;
- 표시 속도(IAS)는 제 9 값과 제 10 값 사이에 포함되며, 제 9 값은 높이 및 동작 온도에서의 최소 출력이 요구되는 수평 비행 속도의 0.5배와 1.5배 사이에 포함되고 제 10 값은 최소 출력이 요구되는 상기 수평 비행 속도의 1배와 2.5배 사이에 포함되고;
- 상기 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)에 의해 전달되는 토크는 제 11 동작 값과 제 12 동작 값 사이이며, 제 11 값은 최소 출력이 요구되는 상기 수평 비행 속도에서 직선 수평 비행에 필요한 토크의 0.5배와 1배 사이에 포함되고 제 12 값은 상기 필요한 토크의 1배와 3배 사이에 포함됨
을 검증하도록 프로그래밍되는 것으로 특징지어지며;
상기 제어 유닛(30, 33, 22)은
- 최소 비행 고도 위의 고도는 50피트와 1000피트 사이에 포함되며;
- 가변 속도(Vz)는 제 13 동작 값과 제 14 동작 값 사이에 포함되며, 제 13 동작 값은 자동 회전의 수직 속도의 0.1와 1배 사이에 포함되고 제 14 동작 값은 최소 출력이 요구되는 상기 속도에서의 최대 가변 속도의 0.1배와 1배 사이에 포함됨
을 검증하도록 프로그래밍되는, 항공기. - 공중 정지가 가능한 항공기(1)를 제어하는 방법으로서,
상기 항공기(1)는:
- 제 1 엔진(10a);
- 제 2 엔진(10b);
- 상기 제 1 엔진 및 상기 제 2 엔진(10a, 10b)에 동작상 연결되는 적어도 하나의 회전자(3); 및
- 상기 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)과 상기 회전자(3) 사이에 개재된 변속기(8)를 포함하고;
상기 변속기(8)는 상기 제 1 엔진(10a)의 제 1 출구 부재(11a) 및 상기 제 2 엔진(10b)의 제 2 출구 부재(11b)에 각각 연결된 제 1 및 제 2 유입구(12a, 12b)를 포함하고;
상기 방법은,
i) 상기 항공기(1)를:
상기 제 1 및 제 2 엔진(10a, 10b)이 서로 실질적으로 동일한 제 1 및 제 2 출력 값(P1, P2)을 각각 상기 변속기(8)의 각각의 제 1 및 제 2 유입구(12a, 12b)에 대해 이용가능하게 하고; 상기 제 1 및 제 2 출력 값(P1, P2)의 합은 적어도 상기 하나의 회전자(3)의 올바른 동작을 위해 필요한 출력(P)과 동등한 제 1 구성; 또는
상기 제 1 엔진(10a)이 상기 제 1 유입구(12a)에 대해 상기 제 1 출력 값(P1)보다 큰 제 3 출력 값(P3)을 이용가능하게 하고, 상기 제 2 엔진(10b)이 상기 제 2 유입구(12b)에 무 출력 값(P4)을 전달하며; 상기 제 3 출력 값(P3) 및 상기 제 4 출력 값(P4)은 서로 상이하고; 상기 제 3 출력 값(P3)은 상기 제 1 출력 값(P1)보다 크고 상기 출력(P)과 동일한 제 2 구성에 배치하는 단계를 포함하고;
상기 방법은:
ⅱ) 상기 항공기(1)의 동작 조건과 연관된 일련의 파라미터를 검출하는 단계; 및
ⅲ) 상기 파라미터가 각각의 제 1 값을 취할 때, 상기 제 1 구성으로부터 상기 제 2 구성으로의 상기 항공기(1)의 전환을 가능하게 하는 단계를 포함하며,
단계 xvi) 상기 항공기(1)가 상기 제 2 구성에 있을 때 그리고 상기 제 2 엔진(10b)이 고장난 경우에 일방향 클러치(13)를 통해 상기 제 2 출구 부재(11b)와 상기 제 2 유입구(12b) 사이에 상대적 각도 슬라이딩을 생성하는 단계;
상기 일방향 클러치(13)는 상기 관련된 제 2 유입구(12b)와 일체로 회전 가능한 제 1 요소(16) 및 상기 제 2 출구 샤프트(11b)와 일체로 회전 가능한 제 2 요소(15)를 포함하고; 상기 클러치(13)는 상기 제 1 요소(16)가 상기 제 2 요소(15)보다 낮은 속도로 회전할 때 상기 제 2 유입구(12b)와 제 2 출구 샤프트(11b)를 회전 가능하게 분리하고 상기 제 1 및 제 2 요소(16, 15)가 동일한 각속도로 회전할 때 상기 제 2 유입구(12b) 및 제 2 출구 샤프트(11b)를 회전 가능하게 결합하고;
xvii) 상기 제 2 구성으로부터 상기 제 1 구성으로의 전환의 유형에 따라, 상기 제 1 요소(16)와 제 2 요소(15) 사이의 슬라이딩 속도의 상이한 시간 경향을 생성하는 단계; 및
xviii) 상기 제 2 구성으로부터 상기 제 1 구성으로의 전환의 유형에 따라, 상기 일방향 클러치(13)가 상기 제 2 유입구(12b)와 제 2 출구 샤프트(11b)를 연결하면, 상기 제 1 엔진(10a) 및 제 2 엔진(10)에 의해 각각 이용가능한 상이한 제 1 및 제 2 출력 값(P1, P2)을 생성하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법.
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