KR20200077451A - 엔진 고장 동안 단일 엔진 회전익기를 보조하는 보조 방법 - Google Patents

엔진 고장 동안 단일 엔진 회전익기를 보조하는 보조 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 자동회전의 비행 단계 동안에 단일 엔진 회전익 항공기(2)의 조종사를 보조하기 위한 보조 방법에 관한 것으로, 상기 항공기(2)는 메인 엔진(13), 전기 기계(12), 메인 기어박스(11), 및 전지 에너지 저장 디바이스(14)가 제공된 하이브리드 파워 플랜트를 포함한다. 상기 항공기(2)는 또한 상기 하이브리드 파워 플랜트(5)에 의해 구동된 메인 로터(3)를 포함한다. 상기 방법에서, 비행 동안에 상기 메인 엔진(13)의 작동이 고장, 특히 상기 메인 로터(3)에서의 파워의 떨어짐에 의한 고장을 탐지하기 위해 모니터링되고, 상기 메인 엔진(13)의 고장이 탐지될 때, 상기 전기 기계(12)가 보조 파워(We)를 상기 메인 로터(3)에 전달하도록 제어되어, 상기 고장에 후속하는 자동 회전에서의 상기 비행 단계를 수행시 상기 항공기(2)의 조종사를 보조하는 것을 가능하게 한다.

Description

엔진 고장 동안 단일 엔진 회전익기를 보조하는 보조 방법{AN ASSISTANCE METHOD FOR ASSISTING A SINGLE-ENGINED ROTARY-WING AIRCRAFT DURING ENGINE FAILURE}
관련 출원들에 대한 상호 참조
본 출원은 개시 내용의 전문이 본 명세서에 의해 참조로서 통합되는 2018년 12월 20일 출원된 FR　18　73625의 이익(benefit)을 주장한다.
본 발명은 단일 엔진 회전익기(single-engined rotary-wing aircraft)의 파워 플랜트(power plant)들의 기술 분야에 속한다. 본 발명은 엔진 고장 동안 단일 엔진 회전익기를 보조하기 위한, 특히 고장 후 자동 회전으로 비행 단계를 수행하는 것을 돕기 위한 보조 방법에 관한 것이다. 본 발명은 또한 엔진 고장 동안 보조하기 위한 보조 디바이스가 제공되는 단일 엔진 회전익기에 관한 것이다.
회전익기에는 전통적으로 양력과 가능하게는 또한 추진력을 제공하기 위한 적어도 하나의 메인 로터(main rotor)가 제공되고, 일반적으로 또한 전통적으로 특히 항공기의 동체 상에 메인 로터에 의해 가해지는 요 토크(yaw torque)에 대항하기 위한, 또는 측면 비행들 뿐만 아니라 항공기의 요 움직임들을 제어할 수 있도록 하기 위한 테일 로터(tail rotor)가 제공된다.
메인 로터와 테일 로터를 회전 구동하기 위해, 항공기는 적어도 하나의 메인 엔진들 또는 모터들과, 일반적으로 그것의 메인 엔진들로서 적어도 하나의 연료 연소(fuel-burning) 엔진들을 포함할 수 있는 파워 플랜트를 가진다. 하지만 파워 플랜트는 선택적으로 하나 이상의 전기 모터들만을 그것의 메인 모터들로서 포함할 수 있다.
"연료 연소 엔진" 및 "엔진"이라는 용어들은 본 명세서 전반에 걸쳐 편의상 그러한 파워 플랜트에서 사용하기에 적합한 터보샤프트 엔진들 또는 피스톤 엔진들을 의미하는 것으로 사용된다는 점에 유의해야 한다. "연료 연소 엔진" 및 "엔진"이라는 용어는 전력에 의해 구동되는 모터들을 가리키는 데 사용되는 "전기 모터" 및 "모터"라는 용어들과 대조를 이루어야 한다.
특히, 파워 플랜트가 움직이는 메인 로터와 테일 로터를 설정하기 위한 단일 메인 엔진을 포함하는 "단일 엔진식(single-engined)" 타입의 항공기와, 파워 플랜트가 그러한 목적을 위한 2개의 메인 엔진들을 가지는 "트윈 엔진식(twin-engined)" 또는 "2 엔진식(two-engined)" 타입의 항공기 사이의 구별이 이루어진다.
단일 엔진 항공기는 적어도 2개의 연료 연소 엔진이 제공되는 항공기에 비해 무시할 수 없는 이점을 제공한다. 예로서, 합리적인 비용, 낮은 유지 보수 비용, 및 상대적으로 낮은 연료 소비의 언급이 이루어질 수 있다.
하지만 그러한 단일 엔진 항공기는 또한 결점들이 존재한다.
유일한 메인 엔진에 대한 문제 또는 손상이 있는 경우, 파워 플랜트, 및 결과적으로 단일 엔진 항공기는 성능이 저하되고, 메인 엔진 고장시 메인 로터 및 테일 로터를 구동할 수 없는 정도까지 성능이 저하될 수 있으며 그로 인해 가능하게는 위험한 상황이 발생하여 항공기 조종사의 작업량이 크게 증가한다. 그러한 고장 동안에 메인 로터가 파워 플랜트에 의해 더 이상 구동되지 않기 때문에, 조종사는 자동 회전시의 비행 단계로 진행함으로써 시작해야 하고, 그런 다음 메인 로터가 자동 회전시 회전하면서 비상 착륙을 해야 한다.
자동 회전의 비행 단계는 항공기가 임의의 구동력 없이 하강하는 동안 비행하는 특수한 비행 단계에 해당하지만 하강 속도 또는 다소 큰 "싱크 속도(sink rate)"를 희생한다. "하강 속도" 또는 "싱크 속도"라는 용어는 항공기가 단위 시간당 잃는 높이의 양을 의미하며, 이러한 높이 손실은 일반적으로 분당 피트(ft/min)로 표현된다. 예를 들면, 단일 엔진 항공기에 대한 자동 회전시의 하강 속도는 약 1500ft/min이다.
이러한 상황에서, 메인 로터는 특히 임의의 에너지 소비 기동을 가능하게 함으로써 항공기가 완전히 기동 가능한 상태를 유지할 수 있도록 이용 가능한 에어지의 소스 없이 그것을 통한 공기의 상향 흐름에 의해 회전하게 된다. 그 후 상대적 바람에 의해 회전 구동되는 메인 로터는 항공기의 하강을 제동하고 착륙할 때까지 특히 요잉(yawing)에서 항공기의 제한된 제어를 유지하기에 충분한 안정된 양력의 시트(seat)로 남는다.
하지만, 이 특별한 조종 절차를 적용해야 하는 조종사는 첫 번째로는 고장 발생시 자동 회전 단계로 진행하고 컬렉티브 피치 레버(collective pitch lever)를 빠르게 낮추며 항공기의 요 움직임을 제어함으로써 시작하고, 그런 다음 두 번째로는 허용 가능한 한계들 내로 메인 로터의 회전속도를 유지함으로써 항공기가 착륙할 때까지 항상 어려운 이러한 기동을 계속하는데 매우 세심한 주의를 기울여야 한다. 게다가, 비상 착륙이 적절한 착륙 지역에 이루어질 때까지, 자동 회전하는 이러한 비행 단계 동안 항공기를 안전하게 조종하기 위한 조종사의 작업 부하가 증가한다. 이러한 특별한 절차는 훈련 중 항공기 조종사에 의해 매우 정밀하고 적절하며 반복적인 연습을 요구한다. 이는 특히 단일 엔진 항공기에서 항공기를 조종하는 어려운 부분이고 비행 엔빌로프(flight envelope)와 이러한 유형의 항공기를 사용하는 것에 있어서의 감소의 주된 이유들 중 하나이다.
단일 엔진 항공기에 대해 승인된 비행 엔빌로프는 비행을 승인하는 인증 기관에 의해 감소된다. 예를 들면, 단일 엔진 항공기로 대도시의 위를 비행하는 것은 금지되어 있다. 유사하게, 최대 기내 중량(maximum onboard weight)과 같은 단일 엔진 항공기에 대해 승인된 용량(capacity)들은 실제 용량들에 비해 제한될 수 있다.
메인 엔진 고장 후 자동 회전 비행 단계를 수행하기 위한 추가 에너지를 제공함으로써 단일 엔진 회전익기의 조종사를 보조하기 위한 해결책들이 고려되었다.
특히, 전기 에너지 저장 디바이스 및 항공기의 메인 기어박스를 그것의 메인 엔진과 병렬로 구동하는 전기 기계를 포함하는 보조 장치 및 보조 방법을 개시하는 문헌 FR 2994687이 공지되어 있다. 그러한 방법에서는 비행 동안에 특히 메인 로터의 파워 강하를 모니터링함으로써 고장을 감지하기 위해 엔진의 작동이 모니터링되고, 그런 다음 엔진의 고장이 감지되는 경우, 전기 기계가 메인 로터와 보조 로터에 보조 파워를 전달하도록 제어됨으로써 고장 후 자동 회전 비행 단계를 수행하는데 있어서 항공기의 조종사가 도움을 받을 수 있게 한다.
메인 엔진, 보조 엔진 및 클러치(clutch)를 포함하는 보조 디바이스를 개시하는 문헌 FR1560124가 또한 알려져 있다. 이러한 클러치는 항공기의 메인 로터가 그것의 메인 엔진에 의해서만 구동할 수 있고, 그것의 메인 엔진과 보조 디바이스의 보조 엔진에 모두에 의해 또는 보조 엔진에 의해서만 구동될 수 있게 한다.
게다가, 문서 EP 2692634 및 EP 2778048에는 항공기의 정상 작동 중에 에너지를 저장하고 엔진 고장시 또는 실제로 중요 비행 단계들 중에 항공기의 메인 로터를 구동하기 위해 에너지를 다시 방출할 수 있게 하는 시스템들이 개시된다. 그러한 에너지는 전기적 형태, 유압 형태, 또는 실제로 기계적 형태로 저장될 수 있다.
마지막으로, 문서들 US 9008942, EP 2886456, EP 3064437 및 US 4500966은 본 발명의 기술적 배경의 일부이다.
그러므로 본 발명의 목적은 단일 엔진 회전익기의 메인 엔진의 고장 동안에 그러한 회전익기를 보조하기 위한 보조 방법을 제안하는 것이다. 이 방법은 첫 번째로는 더 일찍 그러한 엔진 고장을 감지하고, 그런 다음 특히 자동 회전 비행 단계에 도달하기 위해 보조 파워를 제공함으로써 그러한 엔진 고장을 안전하게 관리하며, 메인 로터가 자동 회전으로 회전하는 동안 지면과의 항공기의 충돌 속도들을 제한하면서 비상 착륙을 하는 것을 가능하게 한다.
본 발명은 또한 유리하게 항공기의 이륙시 승인된 최대 중량을 증가시킬 수 있게 함으로써 항공기의 탑재하중(payload)을 비행 엔빌로프의 특정 부분 내에서 증가시킬 수 있게 한다. 본 발명은 특히 높이 속도 엔벨로프 및 자동회전에 대하여, 항공기에 대해 초기에 규정된 최대 중량에 대해 입증된 안전 수준과 비교하여 변하지 않는 안전 수준을 보존하면서, 이륙시 허용된 최대 중량이 증가할 때 엔진 고장과 관련된 인증 요건을 준수할 수 있게 한다.
본 발명은 엔진 고장시 단일 엔진 회전익기를 보조하기 위한 보조 방법을 제공하며, 이 방법은 단일 메인 엔진, 적어도 하나의 전기 기계, 메인 기어박스, 및 적어도 하나의 전기 기계에 전력을 공급하는 적어도 하나의 전기 에너지 저장 디바이스가 제공된 하이브리드 파워 플랜트를 포함하는 단일 엔진 회전익기를 위해 설계된다. 이러한 항공기는 또한 상기 하이브리드 파워 플랜트에 의해 공칭 회전속도로 비행하는 동안 회전 구동되는 적어도 하나의 메인 로터를 포함한다.
항공기의 메인 로터의 "회전속도"라는 용어는 메인 로터의 회전 빈도(frequency)를 지정하기 위해 당업자에 의해 일반적으로 사용된다. 그럴 경우 이러한 회전속도는 초당 라디안들(rad/s)로 또는 실제로는 더 일반적으로 분당 회전수(revolutions per minute)로 표현된다.
또, 비행 동안에 항공기의 메인 로터는 항공기 제조업체가 규정한 공칭 회전속도로 회전하고, 그럼에도 불구하고 그러한 공칭 회전속도에 대한 약간의 변동은 가능하다.
아래에 단순화 이유들로 인해, 메인 로터의 순시(instantaneous) 회전속도를 의미하기 위해 "회전속도(speed of rotation)"이라는 용어가 사용되고, 비행 동안에 이러한 순시 회전속도가 공칭 회전속도와 실질적으로 같은 것으로 이해된다.
기본적으로(by default), 전기 기계는 가역 기계(reversible machine)이다. 그러므로 그것은 전기 기계가 전력을 기계 동력으로 변환하도록 모터 모드에서 작동할 수 있고, 그것은 또한 전기 기계가 기계 동력을 전력으로 변환하도록 발전기(generator) 모드에서 작동할 수 있다. 또, 그러한 전기 기계는 예를 들면 브러시리스 모터(brushless motor)일 수 있다.
그러한 전기 기계는 문서 FR 2952907에서 설명된 바와 같이, 하이브리드 파워 플랜트 내의 다양한 위치들에 놓일 수 있다. 예를 들면, 그것은 메인 기어박스, 메인 엔진, 또는 실제로는 항공기의 메인 로터에 직접 연결될 수 있다.
이러한 방법은:
- 메인 엔진의 임의의 고장을 탐지하기 위해 항공기를 모니터링하기 위한 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)를 획득하기 위한 획득 단계;
- [수학식 1](
Figure pat00001
)과 같이 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)와 그것의 시간 도함수(time derivative)(
Figure pat00002
)의 순시값들을 포함하는 적어도 하나의 활성화 관계가 [수학식 2](
Figure pat00003
)가 되도록 전용(dedicated) 활성화 문턱값(Threshold i ) 미만일 때 적어도 하나의 전기 기계(12)를 활성화하기 위한 적어도 하나의 모니터링 단계로서, i는 1부터 n까지 변하는 양의 정수이고, n은 1 이상인 양의 정수이며, k i 는 양의 계수인, 상기 적어도 하나의 모니터링 단계;
비행중에 상기 항공기를 보조하기 위한 보조 단계로서, 상기 적어도 하나의 전기 기계는 조절되는 방식으로 메인 로터에 보조 기계 파워(We)를 전달함으로써 메인 엔진의 고장 후의 비행 단계 동안에 조종사가 상기 항공기를 안전하게 조종하도록 상기 항공기의 조종사를 보조하는 것을 가능하게 하는, 상기 보조 단계; 및
상기 보조 단계를 비활성화하기 위한 비활성화 단계를 포함한다는 점에서 주목할 수 있다.
메인 엔진이 고장나서 메인 로터로의 동력 구동이 완전히 손실되는 경우, 단일 엔진 항공기는 조종사가 자동 회전 비행 단계로 들어가도록 제어할 필요가 있고, 이러한 비행 단계는 동력을 제공하지 않고 하강하는 비행 단계이며 항공기는 기동할 수 있지만 메인 엔진이 적절히 작동할 때 이용할 수 있는 모든 기동성을 즐기지 않는다. 자동 회전 비행 단계로 들어가는 것은 메인 엔진 고장이 발생한 후 약 1초 내지 2초 이내에 항공기 조종사가 매우 신속하게 시작해야 하며 소정의 회전속도로 메인 로터를 유지하기 위해 특별한 절차를 사용하여 수행해야 한다. 항공기 조종사가 고장 후 빠르게 행동하지 않으면 항공기의 메인 로터의 회전속도가 매우 빠르게 감소하여 양력이 크게 줄어들고 항공기는 그것이 충돌할 때까지 어떠한 기동될 가능성 없이 떨어진다.
이러한 주요 엔진 고장 이후의 또 다른 중요한 순간은 항공기 착륙시이다. 메인 로터가 자동 회전으로 회전하기 때문에, 이러한 착륙은 또한 특히 지면과의 매우 거친 접촉을 피하기 위해 조종사가 구현하기 어려운 특정 기동을 사용하여 수행될 필요가 있다. 더 정확하게는, 안정화된 하강의 끝에서 기동은 전진 속도와 하강 속도를 낮추기 위해 항공기의 코(nose)를 들어 올린 다음 실질적으로 평평한 자세로 지면에 닿도록 기체를 다시 수평으로 낮추고 적절한 시기에 컬렉티브 피치 레버를 잡아 당겨 최종 착륙 단계에서 항공기의 떨어짐을 부드럽게 하는 것으로 구성된다.
본 발명의 방법은 특히 조종사가 자동 회전에서 비행 단계로 진입하는 것을 먼저 수행한 다음 보조 기계 전력(We)을 메인 로터에 전달함으로써 항공기의 적절한 착륙을 수행하는 것을 돕는 것을 목표로 한다.
메인 엔진 고장시 메인 엔진에 의해 메인 로터가 더 이상 구동되지 않으며 구동력이 0이 된다. 메인 로터의 구동력은 메인 엔진의 고장을 나타내는 모니터링 파라미터(S)일 수 있다. 메인 로터의 회전은 상당한 감속을 겪고, 결과적으로 회전속도는 점진적으로 감소한다. 메인 로터의 회전속도(Nr)는 또한 메인 엔진의 고장을 나타내는 모니터링 파라미터(S)일 수 있다.
메인 엔진의 고장을 탐지할 수 있게 하는 항공기의 모니터링 파라미터(S)는 메인 엔진의 출구에서의 토크일 수도 있다. 메인 엔진이 고장난 경우, 토크와 마찬가지로 상기 메인 엔진의 구동력이 급격히 떨어진다.
항공기의 메인 엔진이 압축기(compressor) 터빈을 갖는 터보샤프트 엔진인 경우, 모니터링 파라미터(S)는 또한 상기 압축기 터빈의 회전속도일 수 있다. 압축기 터빈은 메인 엔진의 프리(free) 터빈에 기계적으로 연결되지 않기 때문에, 고장이 발생하자마자 회전속도가 급격히 떨어지고 상기 엔진의 프리 터빈과 메인 로터에 기계적으로 연결되는 메인 기어 박스의 회전속도보다 더 급격히 떨어진다.
게다가, 터보샤프트 엔진의 가스 발생기에 연결된 샤프트의 회전속도는 항공기의 비행 단계에 따라 동력의 필요성이 상당히 다양하기 때문에 상당히 달라질 수 있다. 특히, 가스 발생기에 연결된 샤프트의 회전속도는 활성화 관계에서 승인 된 최소 활성화 문턱값과 비교된다. 최소 활성화 문턱값은 일반적으로 "FADEC(Full Authority Digital Engine Control)" 또는 터보샤프트 엔진의 연소 정지(flameout)를 피하기 위해 설계된 다른 시스템으로 알려진 엔진 컴퓨터에 의해 관리된다.
모니터링 파라미터(S)로서, 예를 들어 상기 메인 엔진이 연료 연소 엔진인 경우 엔진 내의 유체의 온도 및 압력과 같은, 메인 엔진의 적어도 하나의 작동 특징들을 사용하는 것이 또한 가능하다. 메인 엔진의 이러한 작동 특징들의 변화는 상기 메인 엔진의 고장이 곧 발생한다는 것을 식별할 수 있게 한다.
모든 모니터링 파라미터(S)의 순시값은 항공기의 기기 또는 다른 시스템과 전용 또는 실제로 공유되는 측정 장치에 의해 얻을 수 있다.
따라서, 본 발명의 방법은 획득 단계 동안, 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S) 및 그 시간 도함수(time derivative)를 획득한다. 이 획득 단계는 항공기의 적절한 비행 중 그리고 항공기가 지상에 있는 동안, 이륙을 대기하는 동안 또는 시레ㅈ로 항공기가 착륙한 후, 본 발명의 보조 방법을 통해 수행된다.
그 후, 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S) 및 그것의 시간 도함수의 순시값들을 포함하는 적어도 하나의 활성화 관계[수학식 1]는 상기 모니터링 파라미터(S) 전용의 활성화 문턱값(Threshold i )과 비교되며, 여기서 i는 1부터 n까지 변하는 양의 정수이고, n은 1 이상의 양의 정수이며, k i 는 양의 계수이다.
모니터링 단계 동안, 항공기의 메인 엔진의 고장은 적어도 하나의 활성화 관계[수학식 1]가 상기 모니터링 파라미터(S) 및 상기 활성화 관계에 전용인 활성화 문턱값(Threshold i )보다 작은 즉시 감지되는 것으로 간주되고 적어도 하나의 전기 기계를 활성화시킨다. 계수 k i 는 활성화 관계와 활성화 문턱값(Threshold i )을 비교하여 메인 엔진의 고장을 탐지할 때 모니터링 파라미터(S)의 값 또는 실제로 그것의 도함수의 값을 선호하는 방식으로 선택된다.
활성화 문턱값(Threshold i )와 계수 k i 는 항공기에 의존하는 계수들이다. 활성화 문턱값(Threshold i )은 또한 선택되는 계수 k i 에 의존하며, 계수 k i 의 값이 증가 할 때 활성화 문턱값(Threshold i )의 값은 감소한다.
계수 k i 는 활성화 관계의 결과에 대한 모니터링 파라미터(S)에 대한 도함수의 영향을 가중시키는 것을 가능하게 한다. 활성화 문턱값(Threshold i )의 값은 고장 감지시의 반응성과 허위 고장 감지의 위험을 제한하는 절충 또는 절충점(trade-off)을 얻기 위해 선택된다. 그러나, 활성화 문턱값(Threshold i )의 값은 고장을 탐지할 때 높은 반응성을 선호하거나 실제로는 허위 고장 탐지의 위험을 최소화하는 방식으로 선택될 수 있다. 예를 들면, 계수 k i 는 상기 활성화 관계에 대해 3 내지 5의 범위에 있다.
예를 들면, 활성화 문턱값(Threshold i ) 및 계수 k i 의 값은 수치 시뮬레이션 및/또는 비행중(in-flight) 테스팅에 의해 결정될 수 있다.
유리하게는, 모니터링 파라미터(S)의 시간 도함수의 사용은 메인 엔진의 고장의 탐지를 예상할 수 있게 한다. 항공기의 메인 엔진의 고장에 따라, 모니터링 파라미터(S)는 변하지만, 그것의 변화율을 특징으로 하는 그것의 시간 도함수는 더욱 넓고 빠르게 변한다.
게다가, 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S) 및 그것의 시간 도함수의 순시값들의 동시 사용은 항공기의 메인 엔진의 고장을 가능한 효과적으로 그리고 빨리 감지하는 것을 가능하게 하며, 또한 존재하지 않는 고장을 잘못 감지하는 위험을 제한한다.
바람직하게는, 본 발명의 방법은 단일 모니터링 파라미터(S)를 사용한다. 그러나, 복수의 모니터링 파라미터(S)의 동시 사용이 예상될 수 있다.
본 발명의 방법에서 바람직한 모니터링 파라미터(S)는 메인 로터의 회전속도 (Nr)이다. 이 파라미터의 경우, 본 방법은 메인 로터의 회전속도(Nr) 및 그것의 시간 도함수
Figure pat00004
의 순시값들을 포함하는 적어도 하나의 활성화 관계를 [수학식 3](
Figure pat00005
)과 같은 전용 활성화 문턱값(Threshold i )과 비교한다.
예를 들면, 모니터링 파라미터(S)가 메인 로터의 회전속도(Nr)인 경우, 활성화 문턱값(Threshold i )은 계수 k i 에 대한 메인 로터의 공칭 회전속도의 90% 내지 95%의 범위에 있을 수 있고, 활성화 문턱값(Threshold i )은 계수 k i 가 5인 경우 메인 로터의 상기 공칭 회전속도의 85% 내지 90%의 범위에 있을 수 있다.
그런 다음, [수학식 4](
Figure pat00006
)와 같이, 적어도 하나의 이러한 활성화 관계가 전용 활성화 문턱값(Threshold i ) 미만이자마자 항공기의 메인 엔진 고장이 감지된 것으로 간주된다.
또한, 메인 엔진의 고장이 발생하는 비행 단계에 따라, 모니터링 파라미터(S) 및/또는 그것의 시간 도함수의 변화는 상이하고, 실제로 매우 다를 수 있다. 예를 들면, 메인 로터가 많은 양의 전력을 요구하는 호버링 비행 단계에서 메인 엔진의 고장이 발생하면, 모니터링 파라미터(S)의 값, 특히 메인 로터의 회전속도(Nr)는 이러한 고장이 적절한 전진 속도로 특히 경계적인 순항 속도로 순항 비행하는 단계 동안에 발생하는 것보다 훨씬 더 신속하게 떨어질 수 있다.
결과적으로, 본 발명의 방법은 바람직하게는 모니터링 파라미터(S) 및 그것의 시간 도함수의 순시값들을 포함하는 적어도 2개의 활성화 관계를 [수학식 2](
Figure pat00007
)과 같은 전용 활성화 문턱값(Threshold i )값과 비교하고, 여기서 i는 1에서 n까지 변하는 양의 정수이고, 여기서 n은 2 이상의 양의 정수이며, k i 는 양의 계수이다.
이 경우, 활성화 문턱값(Threshold i ) 및 계수 k i 는 항공기에 의존하고 임의의 주어진 항공기에 대해 일정한 소정의 계수들인 것이 바람직하다. 따라서 활성화 문턱값(Threshold i ) 및 계수 k i 는 다양한 비행 상황들에 적응될 수 있다. 예를 들어, 높은 계수 k i 는 모니터링 파라미터(S)로 사용되는 로터의 회전속도가 크게 떨어지는 고장들에 대해서는 반응적이지만 다른 상황들에는 부적당하다.
그러나, 본 발명의 방법은 [수학식 5](
Figure pat00008
)과 같은 단일 활성화 관계를 사용할 수 있으며, 그 후 다양한 비행 단계(phase)들을 고려하기 위해 양의 계수 k는 모니터링 파라미터(S) 및 그것의 시간 도함수의 함수로서 가변적이다. 활성화 문턱값(Threshold)에 관해서는, 임의의 주어진 항공기에 대해 미리 결정된다. 이 활성화 문턱값(Threshold)은 상수일 수 있거나 실제로 양의 계수 k 및 선택적으로 모니터링 파라미터(S) 및 그것의 도함수의 함수로서 가변적일 수 있다.
또, 본 발명의 방법이 비행 단계에 상관없이 메인 엔진의 고장을 신뢰성 있고 반응성(reacive) 방식으로 탐지할 수 있게 하기 위해, 모니터링 파라미터(S)의 값들은 바람직하게는 소음이 없고 정밀하게 샘플링되는 정보의 조각들에 기초하여 얻어진다. 이를 위해, 각각의 측정 디바이스는 바람직하게는 독립적이며 방법에 전용이다. 예를 들어 측정 디바이스 자체, 데이터 전송 시스템 또는 디지털 획득 시스템에서 발생하는 노이즈, 특히 전자기 장애로 인해 발생하는 노이즈를 필터링할 수 있으며 단순하고 강력하며 빠른 알고리즘을 사용하여 그것의 도함수가 계산될 수 있다. 예를 들면, 1차 필터와 오일러 식을 사용하는 것에 의한 도함수의 계산은 본 발명의 방법에 우수한 반응성을 제공한다.
하지만 이러한 상황에서는 그러한 필터에 의해 유도될 수 있는 지연을 제한하기 위해 높은 주파수로 리프레시(refresh)되는 모니터링 파라미터(S)를 사용하는 것이 유리할 수 있다.
게다가, 모니터링 파라미터(S)가 메인 로터의 회전속도(Nr)인 경우, 상기 모니터링 파라미터(S) 전용 측정 디바이스는 바람직하게는 메인 로터를 구동하는 하이브리드 파워 플랜트의 메인 기어박스의 기어 휠의 회전속도를 측정하고, 상기 기어 휠은 메인 로터와 동기하는, 즉 기어 휠과 메인 로터의 회전속도가 서로 비례하며, 상기 기어 휠은 메인 로터의 회전속도보다 상당히 큰 회전속도를 갖는다.
이러한 방식으로, 메인 로터의 회전속도에 대한 정보는 메인 로터의 허브에서 직접 측정하는 것보다 더 정확하고 더 정밀한 샘플링으로 이루어진다. 이러한 정보의 미세함은 노이즈의 모양을 상당히 제한하고 결과적으로 불시의 트리거링을 피하는 동시에 더 짧은 감지 시간 내에 오류를 감지할 수 있도록 하는 데 필수적이다. 이러한 노이즈는 모니터링 파라미터의 도함수에 적용되는 동일한 계수 k에 의해 제어법에서 증폭되기 때문에 훨씬 더 해롭다. 이로 인해 불시에 활성화될 위험이 높아질 수 있다.
게다가, 메인 로터의 회전속도에 관한 정보의 필터링의 사용은 체계적으로 필요하지 않으며, 유리하게는 본 발명의 방법이 엔진 고장을 탐지하는데 보다 반응성이 있게 한다. 이러한 정보의 필터링이 없으면 정보 처리시 이러한 필터링에 의해 잠재적으로 유발되는 약간의 지연이 발생하는 것을 피한다.
예를 들어, 기어 휠의 회전속도는 6000rpm 정도이고, 메인 로터의 회전속도는 300rpm 내지 400rpm의 범위에 있다.
그리고, 모니터링 단계 동안, 상기 적어도 하나의 활성화 관계식[수학식 2]을 통해 메인 엔진의 고장이 감지될 때 적어도 하나의 전기 기계가 활성화된다. 그 후, 상황이 요구되는 즉시 메인 로터에 기계적 전력을 전달하기 위해 메인 기어 박스를 구동하기 위해 적어도 하나의 전기 기계가 이용 가능하다.
또한, 각각의 전기 기계는 바람직하게는 예컨대 클러치 또는 실제로는 프리휠을 통하는 것과 같이 커플링 디바이스를 통해 메인 기어 박스에 연결된다.
게다가, 메인 엔진의 고장이 탐지될 때 전류를 전달하기 위해 필요하다면, 모니터링 단계 동안 적어도 하나의 전기 에너지 저장 디바이스가 활성화될 수 있다.
제한된 시간에 높은 전력을 공급할 수 있는 커패시터인 배터리 또는 슈퍼 커패시터와 같은 특정 전기 에너지 저장 디바이스는 그것들이 요청되자마자 또는 실제로는 그것들이 활성화되자마자 전기 에너지 흐름을 전달할 수 있고, 이에 의해 전기 기계가 상기 전기 기계의 활성화와 같이, 실질적으로 즉 고장이 탐지되는 즉시 기계적 에너지를 메인 로터에 전달할 수 있게 한다.
반대로, 연료 전지와 같은 다른 전기 에너지 저장 디바이스는 활성화되고 실제로 전류를 전달하는 사이에 무시할 수 없는 트리거 시간(Δt)을 요구한다. 이러한 상황에서 각 전기 기계가 가능한 한 빨리 메인 로터에 기계적 에너지를 전달할 수 있도록 항공기 메인 엔진의 고장을 감지할 때 트리거 시간(Δt)을 고려해야 한다.
각각의 활성화 관계식[수학식 1]이 비교되는 활성화 문턱값(Threshold i )은 바람직하게는 [수학식 6](
Figure pat00009
)과 같이 전기 에너지 저장 장치를 트리거하기 위한 트리거 시간(Δt)을 고려하는 트리거 문턱값(Threshold' i)으로 대체된다.
이러한 방식으로, 고장을 탐지하는 것은 전기 에너지 저장 디바이스가 각 전기 기계에 전력을 공급하기에 충분히 일찍 활성화되고 자동 회전에서 단계를 수행하는 데 필요한 시간 내에 메인 로터에 기계적 에너지를 전달하도록 유리하게 예상된다.
이어서, 항공기의 메인 엔진의 고장이 탐지되고, 적어도 하나의 전기 기계가 활성화된 후, 항공기 비행을 보조하기 위한 보조 단계 동안 전기 기계가 메인 로터에 보조 기계 파워(We)을 전달할 수 있는 방식으로, 적어도 하나의 전기 기계가 모터 작동 모드에서 작동하도록 제어된다. 보조 기계 파워(We)의 이러한 전달로 메인 로터의 감속을 줄일 수 있다. 메인 로터의 회전속도의 감소는 덜 빠르며, 조종사가 메인 로터의 이러한 회전속도를 회복하기 위해 기동에 있어서 더 많은 유연성을 가질 수 있게 한다. 그러면 자동 회전 비행 단계에 들어가는 항공기는 조종사에게 더 빠르고 쉽다. 게다가 보조 기계 파워(We)의 이러한 전달은 또한 항공기의 조종사가 자동 회전 비행 단계에 들어가는데 이용 가능한 시간을 예컨대 1초 내지 2초와 같은 수초만큼 늘릴 수 있다.
게다가, 항공기 착륙시 항공기의 하강 속도와 전진 속도를 줄이거나 실제로 멈추기 위해서는, 조종사에 의해 수행된, 메인 로터의 블레이드들의 컬렉티브 피치에 있어서의 증가가 수반되어야 한다. 이는 매우 일시적인 추가 양력을 전달함으로써 상기 메인 로터의 회전속도를 매우 빠르게 저하시킨다. 다시 수평을 유지하고 컬렉티브 피치를 적용하기 위해 짧은 시간 내에 비행에 필요한 전력이 증가하고 메인 로터의 유일한 에너지 소스는 회전시의 그것 자체의 운동 에너지이다.
본 발명의 방법은 그 순간에 보조 기계적 동력을 전달할 수 있게 하는데, 메인 로터에서 이용 가능한 운동 에너지의 양을 증가시킬 수 있고, 결과적으로 하강 속도와 항공기의 전진 속도를 감소시키기 위해 이용 가능한 에너지의 양을 증가시킬 수 있다. 따라서 조종사는 지상에 큰 충격을 주지 않고 착륙하는 데 사용할 수 있는 추가 에너지를 확보할 수 있으며 지상에서의 항공기 미끄러짐을 제한할 수 있다. 조종사는 우선 사항으로서 0이 아닌 전진 속도로 인해 착륙시 항공기의 미끄러짐이 충격없이 덜 위험하게 하기 위해 항공기의 하강 속도를 줄여야 한다.
마지막으로, 자동회전 하강 동안 조종사는 또한 특히 장애물을 피하기 위해 또는 실제로 적절한 착륙장에 도달하도록 항공기를 기동하기 위해 메인 로터로부터 추가 양력을 요청할 수 있다. 메인 로터에서의 추가 양력에 대한 이러한 요청은 또한 메인 로터에 이용 가능한 파워의 감소 및 결과적으로 그것의 회전속도의 감소를 동반한다. 이 방법은 메인 로터의 회전속도에서의 이러한 감소를 탐지하고, 보조 기계적인 파워(We)을 메인 로터에 전달하도록 모터 작동 모드에서 작동하도록 전기 기계를 제어한다. 메인 로터에 전달한 이러한 보조 파워(We)는 조종사가 요청한 기동을 수행하고 메인 로터의 회전속도를 자동회전 단계에서 요구되는 값으로 유지하는 것을 가능하게 하고 항공기의 하강 속도를 줄일 수 있게 한다.
항공기의 비행을 돕는 보조 단계 동안, 적어도 하나의 전기 기계는 항공기가 착륙할 때까지 메인 로터를 회전 구동하도록 조절된 방식으로 작동하는 것이 바람직하다.
예를 들어, 각 전기 기계는 각 전기 기계에 의해 소비되는 전류에 대한 제한으로 최대 전력을 전달할 수 있으며, 그러한 전류의 크기는 소정의 한계 값보다 작다.
적어도 하나의 전기 기계는 또한 메인 로터의 자동 회전 단계로 들어가기 위한 제1 소정의 시간 경과 동안 제1 소정의 양의 보조 전력을 메인 로터에 전달할 수 있고, 항공기가 착륙할 때 메인 로터에 제2 소정의 양의 보조 전력을 메인 로터에 전달할 수 있다.
항공기 비행을 보조하기 위한 보조 단계 동안, 적어도 하나의 전기 기계는 또한 우선 소정의 공칭량의 전력과 동일한 보조 기계 파워(We)를 전달할 때까지 일정한 토크를 전달할 수 있고, 그 후 적어도 하나의 전기 기계가 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)가 문턱값에 도달할 때까지 소정의 공칭 전력량과 동일한 보조 기계 파워(We)를 전달한다. 그 후, 모니터링 파라미터(S)가 문턱값과 동일하게 유지되도록 적어도 하나의 전기 기계가 조절된다. 문턱값은 항공기의 특징적인 기능적 값과 같을 수 있고, 선택적으로 안전 마진을 고려한다.
모니터링 파라미터(S)가 메인 로터의 회전속도(Nr)인 경우, 문턱값은 메인 로터의 회전의 소정의 문턱 속도와 같다. 이 소정의 회전의 문턱 속도는 예를 들어 메인 로터의 공칭 회전속도와 같다. 상기 회전의 소정의 문턱 속도는 또한 상기 공칭 회전속도보다 클 수 있으며, 예를 들어 공칭 회전속도의 105%와 같을 수 있다. 그러나, 회정의 소정의 문턱 속도는 바람직하게는 "과속(overspeed)"으로 지칭되고 예를 들어 공칭 회전속도의 111%와 같은 메인 로터의 최대 회전속도보다 작아야 한다. 이 최대 회전속도는 메인 로터 및/또는 테일 로터의 기계적 부분들, 특히 원심력에 민감한 부분들에 대한 손상을 발생시키지 않으면서 허용되는 메인 로터의 회전속도(Nr)에 대한 최대 한계에 해당한다. 이 최대 한계는 또한 기계식 변속기 시스템들에 관한 동적 고려를 위해 확립될 수 있다.
항공기 비행을 돕는 보조 단계 동안, 모니터링 파라미터(S)를 문턱값과 동일하게 유지하도록 모니터링 파라미터(S)에 대한 유일한 설정점으로서 문턱값을 사용함으로써 각각의 전기 기계가 또한 조절될 수 있다.
항공기 비행을 돕기 위한 보조 단계 동안, 각 전기 기계는 전기 기계에 의해 전달된 전력의 설정점을 사용하여 조절될 수도 있다. 적어도 하나의 전기 기계에 의해 전달되는 이러한 전력은 예를 들어 최대 전력과 동일하지만, 또한 각 전기 기계가 전달할 수 있는 최대 토크에 의해 제한된다. 이러한 토크의 제한은 너무 높은 전류가 적어도 하나의 전기 기계를 통과하는 것을 방지하여 손상되는 것을 방지할 수 있게 한다.
항공기의 비행을 돕기 위한 보조 단계 동안, 각 전기 기계는 그러한 전기 기계에 의해 전달된 토크에 대한 설정점을 사용하여 조절될 수도 있다. 이러한 토크 설정점은 또한 모니터링 파라미터(S) 및 그것의 도함수의 함수일 수 있다.
예를 들어, 모니터링 파라미터(S)가 메인 로터의 회전속도(Nr)인 경우, 메인 로터의 회전속도(Nr)의 감속이 높을 때 또는 회전속도(Nr)가 낮을 때 적어도 하나의 전기 기계에 의해 전달된 토크가 높을 수 있다. 특히, 회전속도(Nr)의 도함수가 초당 분당 -15 회전(-15rpm/s) 미만이거나 실제로 회전속도(Nr)가 메인 로터의 공칭 회전속도의 85% 미만인 경우, 각각의 전기 기계는 메인 로터의 회전속도(Nr)의 감소에 신속하게 반응하기 위해 그것의 공칭 토크와 같은 설정값을 사용하여 조절될 수 있다.
반대로, 적어도 하나의 전기 기계에 의해 전달되는 토크는 메인 로터의 회전속도(Nr)의 감속이 중간이거나 실제로 회전속도(Nr)가 너무 낮지 않을 때 덜 높을 수 있다. 특히, 회전속도(Nr)의 도함수가 -15rpm/s보다 큰 경우 또는 회전속도(Nr)가 메인 로터의 공칭 회전속도의 85%보다 큰 경우, 각 전기 기계는 그것의 공칭 토크보다 작고, 전형적으로 상기 공칭 토크의 50% 내지 80% 범위에 있는 설정점을 사용하여 조절될 수 있다. 따라서 낮은 토크의 사용은 유리하게는 각각의 전기 에너지 저장 장치에 저장된 전기 에너지의 사용을 제한하는 것을 가능하게 한다.
또한, 지면 근처에서 엔진 고장이 발생하면 충돌을 피하기 위한 반응 속도가 필수적이다. 이러한 상황에서, 항공기가 착륙할 때까지 그리고 적어도 하나의 전기 기계가 활성화되는 그것의 최대 전력을 공급할 수 있다. 이는 항공기가 그러한 항공기의 특징이며 "높이-속도 다이어그램"으로 알려진 다이어그램의 하한(low limit) 근처에 있을 때 특히 적용된다. 이 하한은 "낮은 지점"과 "무릎"지점으로 구분된다. 높이-속도 다이어그램은 각 항공기에 따라 다르며 항공기 무게와 대기 상태에 따라 다르다. 수평 속도의 함수로서 그것은 엔진 고장시 한계 값들을 초과하는 "지상 높이"에 대한 한계 값들을 결정하고 자동회전시의 안전한 착륙은 보장되지 않는다.
항공기의 "지상 높이"는 수직 축을 따라 지면에 대한 그것의 위치이다. 이 "지상 높이"라는 용어는 상기 수직축을 따라 항공기의 위치를 규정하지만 해수면과 관련하여 "고도"보다 더 적합하다. 따라서 지상 높이는 항공기와 지면 사이에 사용 가능한 공간을 규정하며, 예를 들어 자동회전 비행 단계로 들어가고 고장(failure) 후 착륙하는 데 필요하다.
따라서, 본 발명의 방법은 유리하게는, 호버링 비행 동안에 일어하는 고장에 대응하는 낮은 점과 "무릎(knee)" 포인트에 의해 경계가 정해진 높이-속도 엔벨로프의 낮은 부분에 가까운 영역에서 발생하는 메인 엔진의 고장 후 항공기를 착륙시키는 것을 용이하게 하는 것을 가능하게 한다.
마지막으로, 보조 단계를 비활성화하기 위한 비활성화 단계는 적어도 하나의 전기 기계를 통해 보조 기계 전력(We)을 메인 로터에 전달하는 것을 중지하는 것을 가능하게 한다. 따라서, 이 비활성화 단계는 유리하게는 보조 기계 전력(We)을 메인 로터에 더 이상 전달할 필요가 없을 때 적어도 하나의 전기 기계에 전력을 공급하는 적어도 하나의 전기 에너지 저장 장치에 저장된 전기 에너지를 절약하는 것을 가능하게 한다.
이 비활성화 단계는 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S) 및 선택적으로 그것의 도함수를 수반하는 비활성화 관계를 사용할 수 있다. 하지만, 이 비활성화 관계는 사용된 각각의 활성화 관계와 상이하므로, 연속적인 비활성화 및 활성화를 피하는 것이 유리하다. 모니터링 단계 동안 및 비활성화 단계 동안 공통 관계를 사용하는 것은 상기 모니터링 파라미터(S)의 도함수에 대응하는 사용된 모니터링 파라미터(S)의 감소 속도에 있어서의 감소 후, 모니터링 파라미터(S)의 값이 상당히 증가하고 충분한 값에 도달함이 없이 보조 기계 전력(We)의 전달 후 신속하게 보조 단계의 불시의 비활성화를 일으킬 수 있다.
따라서 본 발명의 방법은 모니터링 단계 및 비활성화 단계 동안 비대칭 관계들을 사용한다.
예를 들어, 비활성화 관계는 사용된 모니터링 파라미터(S)를 비활성화 문턱값과 비교하는 것을 가능하게 하고, 사용되는 모니터링 파라미터(S)가 상기 비활성화 문턱값 이상이 되자마자 보조 단계가 비활성화된다. 이러한 방식으로, 사용된 모니터링 파라미터(S)가 비활성화 문턱값에 도달하거나 이를 초과하자마자, 엔진 고장이 감지되었음에도 불구하고 보조 기계 전력(We)을 전달하지 않고 항공기의 자동 회전 비행이 수행될 수 있다. 따라서 보조 기계 전력(We)의 전달은 상기 보조 기계 전력(We)을 전달하는 적어도 하나의 전기 기계에 전력을 공급하는 적어도 하나의 전기 에너지 저장 장치에 저장된 전기 에너지를 유리하게 절약한다.
비활성화 관계는 또한 사용된 모니터링 파라미터(S) 및 그것의 도함수를 포함할 수 있고, 비활성화 문턱값(ThresholdMax)과 비교될 수 있으며, 비활성화 관계가 상기 비활성화 문턱값(ThresholdMax) 이상이 되자마자 보조 단계가 비활성화된다. 그럴 경우 그러한 비활성화 관계를 다음과 같이 쓸 수 있다. [수학식 7](
Figure pat00010
))
계수 k '는 사용된 모니터링 파라미터(S) 및 그것의 도함수의 함수로서 일정하거나 실제로 가변적일 수 있다. 예를 들어, 계수 k '는 비활성화 관계의 상황에서 1 내지 3의 범위에 있을 수 있다.
이러한 보조 기계 전력(We) 전달 중지는 또한 사용된 모니터링 파라미터(S)가 항공기에 손상을 줄 수 있는 최대 한계보다 큰 값에 도달하는 것을 방지하는 것을 가능하게 한다. 또한, 비활성화 관계에서 도함수를 사용하는 것은 보조 단계를 비활성화하기 위한 비활성화 순서(order)와 보조 전력(We)이 메인 로터로 전달되는 것을 실제로 중지하는 것 사이의 지연을 고려하는 것을 가능하게 할 수 있어, 모니터링 파라미터(S)가 상기 최대 한계에 도달하는 것을 예상하고, 모니터링 파라미터가 상기 한계를 초과하는 것을 유리하게 방지한다.
사용된 모니터링 파라미터(S)가 메인 로터의 회전속도(Nr)일 때, 비활성화 문턱값은 예를 들어 메인 로터의 공칭 회전속도와 동일하다. 이 비활성화 문턱값은 또한 상기 공칭 회전속도보다 클 수 있으며, 예를 들어 공칭 회전속도의 105%와 동일할 수 있다. 하지만, 비활성화 문턱값은 바람직하게는 "과속"으로 지칭되고 예를 들어 공칭 회전속도의 111%와 같은 메인 로터의 최대 회전속도보다 작아야 한다.
또한, 항공기 조종사는 보조 단계를 의도적으로 비활성화함으로써 각 전기 기계에 의한 보조 기계적 전력(We)의 전달을 중단하도록 선택할 수 있다. 그런 다음 조종사는 예를 들어 제어를 작동시키는데, 보조 단계를 비활성화하기 위해 항공기의 계기판에 존재하는 버튼 또는 실제로 계기판에 배치된 터치 스크린에서 조치를 취한다.
항공기 조종사는 예컨대 메인 엔진이 다시 시동될 때, 각 전기 에너지 저장 장치에 저장된 전기 에너지를 절약하기 위해 고장이 일시적으로만 발생하거나 실제로 일단 자동 회전 비행이 발생한 경우와 같이 조종사가 더 이상 필요하지 않다고 판단할 때 보조 기계 전력 공급을 중단할 수 있다.
항공기 조종사는 항공기의 승무원에게 특정 이벤트를 알리는 경보를 표시한 후 보조 기계식 전력 전달을 중단할 수 있다. 예를 들어, 그러한 경보는 전기 기계의 과열 또는 손상을 보고할 수 있다. 조종사는 상황에 따라 가능하면 보통 자동 회전 비행을 수행하는 것을 돕기 위해 컬렉티브 피치 레버를 낮춤으로써 조종하는 것을 적응시킴으로써 전기 기계를 상당한 정도로 손상시키거나 실제로 그것을 파괴할 위험에 있는 전기 기계를 계속해서 사용할지를 선택할 수 있다. 조종사는 또한 상기 전기 기계를 보존하고 예컨대 항공기의 착륙을 위해 전기 기계를 계속해서 작동시키기 위해 보조 기계 전력(We)의 전달을 중지함으로써 전기 기계의 사용을 중지하도록 선택할 수 있다.
또한, 보조 단계는 예를 들어 엔진 고장이 없는 경우에도 모니터링 파라미터(S)의 급격하고 큰 감소를 야기하는 항공기 조종사에 의한 특수한 조작 후 활성화될 수 있다. 항공기 조종사는 각 전기 에너지 저장 장치에 저장된 전기 에너지의 소비를 제한하기 위해 보조 단계를 신속하게 비활성화할 수 있다. 그렇지 않으면, 보조 기계 전력(We)의 전달은 모리터링 파라미터(S)로 하여금 상기 공칭 값으로 또는 상기 공칭 값에 가깝게 신속하게 복귀하는 것을 유리하게 가능하게 할 수 있고, 이에 따라 항공기의 안전성을 향상시킨다.
이는 예를 들어 항공기의 메인 로터 블레이드의 컬렉티브 피치가 갑자기 증가한 후에 메인 로터의 회전속도(Nr)의 급격하고 큰 감소를 초래한다. 메인 엔진은 자체적으로 의문이 제기되는 항공기의 안전성 없이 메인 로터를 상기 메인 로터의 공칭 회전속도에 가깝거나 같은 회전속도(Nr)로 되돌릴 수 있다. 하지만, 본 발명의 방법의 보조 단계는 보조 기계적 전력(We)을 전달함으로써 메인 로터의 회전속도(Nr)를 증가시키고 공칭 회전속도에 도달하는 데 걸리는 시간을 제한하는 것을 가능하게 한다.
또한, 본 발명의 방법은 적어도 하나의 조건이 충족될 때 모니터링 단계가 수행되는 것을 방지하는 적어도 하나의 억제 조건을 포함할 수 있다.
예를 들어, 항공기가 지상에 있을 때 본 발명의 방법의 모니터링 단계가 트리거되지 않아야 한다. 지상에서 항공기의 메인 로터는 느리게 회전하거나 공전할 수 있는데, 즉 공칭 속도보다 낮은 회전속도로 회전할 수 있다. 이 공전 속도는 메인 로터의 동력 강하 및 결과적으로 메인 엔진의 고장으로 식별될 수 있다. 이러한 가능성을 제거하기 위해, 항공기에 존재하는 정보 시스템에 의해 전달되는 제1 정보를 사용하는 것이 유리하며, 이러한 정보는 메인 로터가 공칭 회전속도에 도달하였음을 확실히 하고 필요한 경우 모니터링 단계가 수행될 수 있게 하도록 항공기가 지상에 있거나 실제로 이륙한 것을 나타낸다.
따라서, 제1 억제 조건은 항공기가 지상에 있음을 나타내는 상기 제1 정보 조각이다. 항공기가 지상에 있음을 나타내는 이 제1 정보 조각은 이착륙 장치(undercarriage)가 지면에 대해 베어링되어 있음을 탐지함으로써 이착륙 장치에 존재하는 센서에 의해 전달될 수 있다. 이 제1 정보 조각은 또한 예를 들어 무선 고도계에 의해 전달되고 변하지 않고 예를 들어 항공기가 지상에 있을 때 1미터와 같은 소정의 높이 이하의 값을 가지는 것으로 지면에 대한 항공기의 높이일 수 있다.
항공기가 지상에 있음을 나타내는 이러한 정보의 조각은 메인 로터의 회전속도(Nr)의 모니터링을 통해 획득될 수도 있다. 메인 로터가 정지되거나 매우 느린 속도로 회전하는 경우 항공기는 반드시 지상에 있다. 따라서, 전기 기계의 불시의 트리거링을 피하기 위해, 제2 억제 조건은 메인 로터의 회전속도(Nr)가 상기 제1 억제 문턱값보다 작을 때 모니터링 단계가 수행되는 것을 방지하는 제1 억제 문턱값이다. 예를 들어, 이 제1 억제 문턱값은 메인 로터의 공칭 속도의 65%와 동일할 수 있다.
또한, 항공기 조종사에 의해 요청되고 공기 역학적 하중의 관점에서 요구되는 특수 비행 단계들 동안 본 발명의 방법을 반드시 트리거할 필요가 없다. 특히, 조종사가 메인 로터의 블레이드의 컬렉티브 피치의 큰 증가를 요구할 때, 메인 엔진이 상기 메인 엔진의 공칭 회전속도를 재확립할 수 있기 전에 이러한 공기 역학적 부하들의 영향으로 메인 로터의 회전속도(Nr)의 감소가 발생할 수 있다.
이러한 상황에서, 모니터링 파라미터(S)와 그것의 시간 도함수를 결합한 활성화 관계식[수학식 1]은 특히 모니터링 파라미터(S)가 회전속도(Nr)일 때 대응하는 활성화 문턱값보다 작을 수 있다.
메인 로터의 회전속도(Nr)의 감소는 메인 엔진이 어떠한 고장도 겪지 않더라도 활성화 관계식[수학식 3]이 활성화 문턱값(Thresholdi)보다 작은 도함수 값들을 동반할 수 있다. 이 상황에서, 회전속도(Nr)는 일반적으로 소정의 회전속도보다 크게 유지된다. 그 후, 제3 억제 조건은 모니터링 파라미터(S)가 제2 억제 문턱값보다 크고, 특히 회전속도(Nr)가 억제 속도보다 크다는 것일 수 있다. 예를 들어, 억제 속도는 메인 로터의 공칭 속도와 동일하거나 실제로 메인 로터의 공칭 속도보다 크다.
유사하게, 메인 로터의 회전속도(Nr)의 이러한 감소는 메인 엔진이 어떠한 고장도 겪지 않더라도 활성화 관계[수학식 3]이 활성화 문턱값(Thresholdi)보다 작도록 낮은 회전속도(Nr)일 수 있다. 예를 들어, 메인 로터의 블레이드들의 컬렉티브 피치가 크게 증가함에 따라 회전속도(Nr)는 감소했지만, 메인 엔진은 이 회전속도(Nr)가 공칭 속도를 향해 되돌아 오도록 증가하는 것을 가능하게 한다. 항공기의 메인 엔진이 메인 로터에 많은 양의 전력을 전달할 때 회전속도(Nr)의 도함수는 양수이거나 실제로는 매우 높다. 회전속도(Nr)의 도함수는 알려진 값들의 범위에 있다. 그 후, 제4 억제 조건은 모니터링 파라미터(S)의 도함수와, 특히 회전속도(Nr)의 도함수가 소정의 억제 범위 내에 있는 것일 수 있다.
또한, 항공기가 0이 아닌 전진 속도를 갖기 때문에 자동 회전 단계로 진행하는 것이 용이하도록 지상의 특정 최소 높이 위에서는 호버링 비행이 매우 드물다. 따라서, 본 발명의 방법은 지면 위에서 상기 최소 높이 아래에서만 작용될 수 있다. 제5 억제 조건은 항공기가 지면 위에서 상기 최소 높이 이상으로 비행하는 것이다. 예를 들면 지면 위의 최소 높이는 2000m와 같다.
마지막으로, 조종사를 훈련시킬 때, 특히 자동 회전으로 비행하는 조종사를 훈련시킬 때, 엔진 고장이 시뮬레이션될 때 보조 단계가 활성화되지 않는 것이 필수적이다. 이를 위해, 강사는 항공기의 계기판에 있는 버튼 또는 실제로 계기판에 배치된 터치 스크린에 작용하여 훈련 비행임을 표시한다. 따라서 제6 억제 조건은 상기 계기판에 배치된 상기 버튼 또는 상기 터치 스크린에서의 작용이다.
요약하면, 모니터링 단계가 수행되는 것을 방지하기 위한 억제 조건은 다음목록:
- 항공기가 지면 상에 있음;
- 메인 로터의 회전속도(Nr)가 제1 억제 문턱값 미만임;
- 항공기가 지면 위 소정의 높이 위에 있음;
- 항공기가 훈련 비행 중에 있음;
- 항공기의 이착륙 장치가 상기 지면에 대한 베어링(bearing)으로서 탐지됨;
- 무선 고도계가 전달하는 값은 변하지 않으며 미리 규정된 높이 이하임;
- 모니터링 파라미터(S)가 제2 억제 문턱값보다 큼, 예컨대 메인 로터의 회전속도(Nr)는 억제 속도보다 큼; 및
- 모니터링 파라미터(S)의 도함수, 특히 회전속도(Nr)의 도함수는 소정의 억제 범위에 있음
중에서 선택될 수 있다.
물론, 모니터링 단계를 억제하기 위한 또는 실제로 본 발명의 방법이 수행되는 것을 방지하기 위한 다른 억제 조건이 고려될 수 있다.
하지만, 엔진 고장을 탐지한 후 모니터링 단계를 수행한 후에는 이러한 억제 조건이 방법에 영향을 미치지 않으며 전기 기계는 조종사가 요청한 기동들에 따라 메인 로터에 필요한 보조 전력(We)을 전달한다.
본 발명의 방법은 또한 모니터링 단계 전에 수행된 사전-활성화(pre-activation) 단계를 포함할 수 있다. 이 사전-활성화 단계는 예를 들어 본 발명의 방법을 휴면 상태에서 해제하고 대기 상태에 놓는 것을 가능하게 한다.
이 사전 활성화 단계 동안 적용된 제1 사전 활성화 기준은 항공기를 모니터링하기 위한 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)와 연관될 수 있다. 사전 활성화 기준은 예를 들어 억제 속도보다 큰 메인 로터의 회전속도(Nr)이다. 따라서, 본 방법은 메인 로터가 정지되거나 실제로 억제 속도 미만의 회전속도(Nr)로 회전할 때 상기 휴면 상태에 있다. 이 방법은 메인 로터가 억제 속도보다 큰 회전속도(Nr)로 회전하자마자 대기 상태가 된다.
제2 사전-활성화 기준은 또한 항공기가 더 이상 지상에 있지 않다는 것을 나타내는 제1 정보일 수 있다. 상술한 바와 같이, 제1 정보는 이착륙 장치 내에 존재하는 센서에 의해 또는 실제로 무선 고도계에 의해 전달될 수 있다.
이들 제1 및 제2 사전-활성화 기준은 제1 및 제2 억제 조건과 각각 반대 인 정보 조각인 것으로 관찰될 수 있다. 예를 들어, 제1 사전-활성화 기준이 만족되면, 제1 억제 조건이 만족되지 않는다. 그러므로 사전 활성화 단계 및 이들 사전 활성화 기준의 사용은 보조 단계를 억제하기 위한 억제 기준으로부터 제1 억제 기준 및 제2 억제 기준을 제거하는 것을 가능하게 한다.
휴면 상태에 머무르기 위해 그리고 심지어 사전 활성화 단계가 입증되더라도 대기 상태로 가지 않기 위해 사전 활성화 단계를 억제하기 위한 억제 기준이 또한 적용될 수 있다. 예를 들어, 사전 활성화 단계 동안 적용되는 억제 기준은 항공기에서 유지 보수 작업이 진행 중이라는 정보일 수 있다. 사전 활성화 단계를 억제하기 위한 또 다른 억제 기준은 항공기가 방금 착륙했고 임무가 완료되는 것일 수 있다.
사전-활성화 단계를 억제하기 위한 다른 억제 기준은 항공기가 훈련 비행 중, 특히 조종사 훈련을 위한 정보일 수 있다. 이러한 3가지 상황에서, 억제 기준은 예를 들어 항공기의 계기판에 배치된 버튼 또는 터치 스크린에서의 행위이다.
본 발명의 방법은 또한 각각의 전기 기계가 기계 동력을 전달할 준비가 된 "프라임된(primed)" 상태를 포함할 수 있다. 이를 위해, 적어도 하나의 전기 기계가 시동되고 메인 로터와 동기화되는데, 즉 상기 적어도 하나의 전기 기계는 메인 로터를 실질적으로 그것의 공칭 회전속도로 구동하는 것을 가능하게 하지만 전형적으로 각각의 전기 기계와 메인 로터 사이의 프리휠과 같은 결합 장치를 사용함으로써 그것에 동력을 전달하지 않는 회전속도로 회전한다. 그런 다음 적어도 하나의 전기 기계는 매우 적은 양의 에너지를 소비하지만, 필요한 경우 거의 순간적으로 기계 동력(We)을 전달할 수 있다.
이 프라임된 상태는 적어도 하나의 전기 기계를 동기화하기 위한 동기화 단계를 포함하고, 그러한 동기화 단계 동안 적어도 하나의 전기 기계는 메인 로터와 동기화된다. 모니터링 단계는 적어도 하나의 활성화 관계가 만족될 때 동기화 단계 후에 이 프라임된 상태로 적용된다.
이 프라임된 상태는 항공기 이륙시 자동으로 활성화될 수 있으며, 이륙은 메인 엔진 고장시 회전익기에 있어서 가장 중요한 단계 중 하나이다. 이 프라임된 상태는 또한 예를 들어 조종사에 의해, 예컨대 버튼을 통해 또는 실제로 항공기의 계기판에 배치된 터치 스크린을 통해 활성화될 수 있다. 이 프라임된 상태는 또한 활성화 관계와 동등한 적어도 하나의 프라이밍 관계를 사용하여 활성화될 수 있지만, 프라이밍 문턱값들이 활성화 문턱값보다 큰 경우, 프라임된 상태는 적어도 하나의 활성화 관계가 검증되기 전에 그리고 적어도 하나의 전기 기계가 메인 로터에 기계적 동력을 전달하기 전에 활성화된다.
또한, 이 프라임된 상태는 활성화 관계가 검증되지 않으면 소정의 제2 경과 시간의 끝에서 비활성화될 수 있다. 이 소정의 제2 경과 시간은 예를 들어 3초와 동일하다.
이 프라임된 상태는 예컨대 항공기의 계기판에 배치된 버튼을 통해 또는 실제로 터치 스크린을 통해, 조종사에 의해 비활성화될 수도 있다.
또한, 항공기의 메인 엔진 고장시 메인 로터에 전달되는 이러한 보조 동력(We)은 첫 번째로 단일 엔진 항공기의 이륙시 최대 중량을 증가시키고, 두 번째로 상기 항공기의 비행 엔빌로프를 증가시키는 것을 가능하게 할 수 있다.
단일 엔진 항공기의 이륙시 최대 중량은 특히 이륙 단계에서 엔진이 고장나는 상황을 고려하기 위해 자동 회전 비행 단계에서 상기 항공기의 성능에 의해 제한된다. 따라서, 자동 회전 비행 단계에서 항공기의 성능을 개선시키는 보조 동력(We)의 전달은 항공기의 이륙시 최대 중량을 증가시킬 수 있다.
또한, 특히 높이-속도 그림에 의해 특징 지워지는 항공기의 비행 엔벨로프는 자동 회전 비행 단계에서 상기 항공기의 성능을 향상시키는 상기 보조 동력(We)의 전달에 의해 유리하게 증가될 수 있다. 특히, 피해야 할 높이-속도 속도의 영역이 감소될 수 있다.
또한, 보조 기계적 동력(We)을 메인 로터에 전달함으로써 자동 회전에서 항공기의 하강 속도를 감소시킬 수 있다. 결과적으로, 자동 회전의 비행 단계에서 항공기에 의해 비행 가능한 거리가 증가될 수 있고, 항공기의 조종사는 적절한 착륙장을 보다 쉽게 찾을 수 있다.
따라서, 본 발명은 유리하게는 "오토로테이션 콘(autorotation cone)"으로도 알려진 항공기의 글라이딩(gliding) 영역을 증가시켜 착륙 영역들에 더 먼 거리에 도달하고 따라서 엔진 고장 후의 오토로테이션의 경우 안전성을 향상시킨다. 또한, 항공기가 마을 또는 도시 위를 비행하는 경우, 본 발명은 엔진이 고장난 경우 항공기가 착륙장의 더 멀리 그리고 마을 또는 도시에 도달하기 위해 항공기를 수평으로 계속 비행할 수 있게 한다.
또한, 항공기의 성능에 악영향을 줄 수 있는 무게들인 각각의 전기 기계의 무게 및 적어도 하나의 전기 에너지 저장 장치의 무게를 제한하기 위해서는, 보조 전력(We) 공급과 항공기의 무게 증가 사이의 절충(compromise) 또는 타협(trade-off)을 얻기 위해 이들 무게들을 제한하는 것이 필수적이다.
또한, 각 전기 기계가 사용되는 시간은 제한되고 그 크기는 수십 초 정도이다. 따라서, 단일 엔진 항공기의 메인 엔진 고장에 안전하게 대처하기 위해 필수적인 최대 보조 전력, 즉 전기 기계에 의해 전달될 수 있는 최대 전력은 제한되고, 그 크기는 항공기의 메인 엔진의 최대 출력의 15% 내지 30% 정도이다.
하이브리드 플랜트(hybrid plant)는 바람직하게는 단일 전기 기계 및 단일 전기 에너지 저장 장치를 포함하여 상기 하이브리드 플랜트의 무게 그리고 결과적으로 항공기의 무게를 제한한다.
이 방법의 단계들은 예를 들어 컴퓨터, 계산기 또는 프로세서와 같은 항공기의 컴퓨터 유닛 및 특히 사용된 다양한 문턱값들과, 각각의 모니터링 파라미터(S)에 전용인 계수들(ki)과 다양한 활성화 관계들, 그리고 적용 가능한 경우 본 방법에 의해 사용되는 다양한 비활성화 및 프라이밍 관계들과, 이러한 방법을 구현하는 것을 가능하게 하는 명령들을 저장하는 적어도 하나의 메모리에 의해 수행된다. 이러한 컴퓨터 유닛 또는 메모리는 그러한 방법을 구현하기 위한 전용의 것일 수 있거나 실제로 항공기의 항공 전자(avionics) 시스템과 공유될 수 있다.
본 발명은 또한 엔진 고장시 보조를 위한 보조 장치를 포함하는 단일 엔진 회전익를 제공한다. 이러한 항공기는 바람직하게는 단일 메인 엔진이 제공된 하이브리드 파뤄 플랜트, 적어도 하나의 전기 기계, 적어도 하나의 전기 에너지 저장 장치, 및 메인 기어 박스 그리고 하이브리드 플랜트에 의해 회전 구동되고 회전속도(Nr)로 회전하는 적어도 하나의 메인 로터를 포함한다. 연료 연소 엔진이 아닌 메인 엔진에 대해서는 연료 연소 엔진이 아니라 전기 모터로 대체되도록 다른 규정(provision)들도 제공될 수 있다.
엔진 고장시 보조하기 위한 이러한 보조 디바이스는:
- 하이브리드 파워 플랜트;
- 전기 기계를 제어하기 위한 제어 디바이스;
- 모니터링 디바이스;
- 컴퓨터 유닛; 및
- 메모리를 포함한다.
따라서, 이러한 보조 장치는 전술한 보조 방법을 구현함으로써 자동 회전 비행 단계 동안 항공기의 조종사를 보조할 수 있게 한다.
모니터링 장치는 메인 엔진의 고장을 탐지하기 위해 항공기의 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)를 모니터링할 수 있게 한다. 컴퓨터 유닛은 특히 모니터링 디바이스 및 제어 디바이스와 통신하며, 이러한 제어 디바이스는 전술한 방법을 구현하도록 전기 기계에 연결되어 있다.
모니터링 파라미터(S)는 예를 들면, 메인 엔진의 고장시 떨어지는 메인 로터의 전력일 수 있다. 바람직한 모니터링 파라미터(S)는 메인 로터의 회전속도(Nr)이다.
그럴 경우 모니터링 장치는 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)를 모니터링하고 특히 예컨대 회전속도(Nr)를 측정함으로써 메인 로터의 파워 떨어짐을 평가하기 위해 측정 장치를 포함한다.
보조 장치의 컴퓨터 유닛은 보조 방법의 단계들을 구현하기 위해 메모리에 저장된 명령들을 실행한다. 따라서 그러한 보조 장치는 메인 엔진의 고장이 존재하는지를 결정하고, 그런 다음 필요하다면 보조 기계적 동력(We)을 메인 로터에 전달하기 위해 전기 기계를 제어하는 것을 가능하게 함으로써, 고장 후 항공기를 기동하기 위해 자동 회전 비행 단계를 수행시 항공기의 조종사를 보조하는 것을 가능하게 한다.
저장 장치는 예를 들면 적어도 하나의 재충전 가능한 배터리, 적어도 하나의 연료 전지, 또는 실제로는 적어도 하나의 수퍼커패시터(supercapacitor)를 포함할 수 있다.
본 발명과 본 발명의 장점들은 첨부된 도면들을 참조하는 예시에 의해 주어진 실시예들과 구현예들의 후속하는 설명으로부터 더 상세히 나타난다.
도 1은 엔진 고장시 단일 엔진 항공기를 보조하는 방법의 블록도.
도 2는 단일 디바이스를 구비했을 때의 단일 엔진 항공기를 도시하는 도면.
도 3은 항공기의 높이-속도 그림을 도시하는 그래프.
도 4는 보조 방법의 흐름도.
도 5는 보조 방법의 흐름도.
도면들 중 2개 이상에 존재하는 요소들에는 그것들 각각에 동일한 참조 번호들이 주어진다.
[도 1] 도 1은 엔진 고장에 후속하는 자동 회전시의 비행 단계를 수행하기 위해 단일 엔진 회전익 항공기(2)를 보조하는 방법을 보여준다.
[도 2] 도 2는 이러한 방법을 구현하도록 구성된 보조 디바이스(1)를 구비한 단일 엔진 회전익 항공기(2)를 보여준다.
항공기(2)의 메인 엔진이 고장인 경우, 이러한 보조 방법 및 보조 디바이스(1)는 조종사가 자동 회전시의 비행 단계에 안전히 도달하는 것을 가능하게 하고, 보조되고 안전한 방식으로 착륙을 하는 것을 가능하게 한다.
도 2에 도시된 단일 엔진 회전익 항공기는 단일 메인 엔진(13), 전기 기계(12), 메인 기어박스(11), 전기 에너지 저장 디바이스(14) 및 메인 엔진의 작동 특징들을 전달하는 전자식 엔진 제어 장치(EECU: 19)가 제공된 하이브리드 파워 플랜트(5)를 가진다. 예를 들면, 저장 디바이스(14)는 배터리, 연료 전지, 또는 실제로 수퍼커패시터를 포함한다.
항공기(2)는 또한 하이브리드 파워 플랜트(5)에 의해 회전 구동되는 메인 로터(3)와 테일 로터(tail rotor)(4)를 가진다.
보조 디바이스(1)는 하이브리드 파워 플랜트(5), 모니터링 디바이스(18), 전기 기계(12)를 제어하기 위한 제어 디바이스(15), 컴퓨터 유닛(17) 및 메모리(16)에 의해 형성된다.
모니터링 디바이스(18)의 기능은 항공기(2)의 작동을 모니터링하기 위한 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)를 계량하는 것이다. 각각의 모니터링 파라미터(S)는 메인 엔진(13)의 고장의 존재 또는 실제로 급박함을 탐지하는 것을 가능하게 한다. 도 2에 도시된 예에서, 모니터링 디바이스(18)는 메인 로터(3)의 순간 회전속도(instantaneous speed of rotation)(Nr)를 측정하기 위한 측정 디바이스(9)를 포함한다. 아래에서, 이러한 순간 회전속도가 "회전속도(Nr)"라는 용어로 표시된다.
더 정확하게는, 이러한 측정 디바이스(9)는 메인 로터(3)를 회전 구동하는 하이브리드 파워 플랜트(5)의 메인 기어박스(11)의 기어휠(gearwheel)의 회전속도를 측정한다. 이러한 기어휠은 메인 로터(3)와 동기되어 있고 메인 로터(3)의 회전속도보다 상당히 더 큰 회전속도를 가진다. 따라서 메인 기어 박스(11)의 기어휠의 속도를 측정함으로써 얻어지는 메인 로터(3)의 회전속도의 값은 메인 로터(3)의 허브에 대한 직접 측정보다 더 정확하고 소음이 적은데, 이는 이러한 속도가 더 빈번하게 계산될 수 있고 따라서 속도 결정시의 지연이 더 짧아지며, 그로 인해 고장의 탐지시 더 큰 반응성을 보장하기 때문이다.
보조 디바이스(1)는 도 1에 도시된 보조 방법을 구현하도록 구성된다. 이러한 보조 방법은 4개의 단계들(110, 120, 130, 140)을 포함한다.
획득 단계(110) 동안, 메인 엔진(13)의 고장을 탐지하기 위해 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)가 모니터링된다. 그런 다음, 모니터링 단계(120) 동안에, 메인 엔진(13)의 고장이 탐지될 때 전기 기계(12)가 활성화된다. 그러한 고장은 비교를 함으로써 탐지되고, 이러한 비교에서는 적어도 하나의 모니터링된 모니터링 파라미터(S)와 그것의 시간 도함수(derivative)의 순시값들을 담고 있는 적어도 하나의 활성화 관계식이 소정의 전용(dedicated) 활성화 문턱값(Threshold i)과 비교된다. 그런 다음 보조 단계(130) 동안에는 전기 기계(12)가 메인 로터(3)에 조절된 방식으로 보조 기계 파워(We)를 전달하도록 제어됨으로써 항공기(2)를 안전하게 방향 조종하기 위해 상기 고장 후 자동회전하는 비행 단계 동안에, 그리고 항공기의 착륙 동안에 항공기(2)의 조종사를 보조하는 것을 가능하게 한다. 마지막으로, 비활성화 단계(140) 동안 보조 단계(130)는 적어도 하나의 모니터링 대상 모니터링 파라미터(S) 및 그 시간 도함수의 순시값들을 포함하는 비활성화 관계가 소정의 전용 비활성화 문턱값과 비교된 후에 비활성화된다.
그런 까닭에 획득 단계(110) 동안, 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)가 측정된다. 게다가, 적어도 하나의 모니터링 대상 모니터링 파라미터(S)의 시간 도함수는 컴퓨터 유닛(17)과, 상기 모니터링 파라미터(S)의 연속하는 측정들에 의해 결정된다. 이러한 획득 단계(110)는 항공기(2)가 지상에 있고 비행 중에 있는 동안 본 발명의 보조 방법 전체에 걸쳐 수행된다.
바람직한 모니터링 파라미터(S)는 메인 로터(3)의 회전속도(Nr)이다. 컴퓨터 유닛(17)은 측정 디바이스(9)가 메인 로터(3)와 동기되는 메인 기어박스(11)의 기어휠의 회전속도를 메모리(16)에 저장된 관계를 사용하여 측정할 때 메인 로터(3)의 회전속도(Nr)의 값을 결정할 수 있게 한다.
게다가, 다른 모니터링 파라미터(S)들은 메인 로터(3)의 회전속도(Nr)로 대체될 수 있다. 예를 들면, 모니터링 파라미터(S)는 토크 미터(6)에 의해 측정될 때 메인 엔진(13)의 출구에서의 토크이며, 메인 엔진이 고장났을 때 그러한 토크의 값은 급격히 떨어진다. 유사하게, 항공기(2)의 메인 엔진(13)이 압축기 터빈을 갖는 터보 샤프트 엔진일 때, 모니터링 파라미터(S)는 상기 메인 엔진(13) 내의 유체의 온도 및 압력 또는 실제로는 터보 샤프트 엔진의 고장을 탐지하기 위해 압축기 터빈의 속도와 같은 메인 엔진(13)의 작동 특징들 중 하나일 수 있다. 메인 엔진(13)의 이들 작동 특징들은 EECU(19)에 의해 전달된다.
그런 다음 모니터링 단계(120) 동안에, 컴퓨터 유닛(17)은 메인 엔진(13)의 고장이 있는지 여부를 판정하고 고장이 탐지되는 즉시 전기 기계(12)가 활성화되도록 메모리(16)에 저장된 명령들을 실행한다. 이를 위해, 메모리(16)는 또한 모니터링된 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S) 및 그 시간 도함수, 양의 계수들(k i ) 및 복수의 활성화 문턱값(Threshold i )의 순시값들을 수반하는 복수의 활성화 관계들을 저장하고, 이 경우 i는 1부터 n까지의 범위에서 변하는 양의 정수이고, n은 활성화 관계들의 개수이다. 각각의 활성화 관계는 활성화 문턱값(Threshold i )과 비교되고, 메인 엔진(13)의 고장은 활성화 관계들 중 적어도 하나가 상기 활성화 관계에 대응하는 활성화 문턱값(Threshold i )보다 작을 때 탐지되는 것으로 간주된다. 계수(ki) 및 활성화 문턱값(Threshold i )은 항공기에 따라 미리 결정되고, 임의의 주어진 항공기에 대해 일정하며, 활성화 문턱값(Threshold i )들은 또한 대응하는 계수 ki에 의존한다. 게다가, 이들 계수(ki) 및 이들 활성화 문턱값(Threshold i )들은 항공기(2)가 직면할 수 있는 다양한 비행 상황에 맞게 되어 있다.
특히, 모니터링 대상 모니터링 파라미터(S)가 메인 로터(3)의 회전속도(Nr) 인 경우, 적어도 하나의 식(inequation)[수학식 2]가 만족될 때 전기 기계(12)가 활성화된다.
메인 엔진(13)의 고장시, 회전속도(Nr)가 급격히 떨어진다. 게다가, 이렇게 회전속도(Nr)가 떨어지는 것은 높은 감속 하에서 발생하며, 이 감속은 회전속도(Nr)의 시간 도함수이다. 이러한 도함수를 사용함으로써, 회전속도(Nr)에서의 감속은 고장 직후에 즉시 탐지될 수 있는데 반해, 그러한 도함수가 사용되지 않은 경우 실제로 고장이 있는지를 확인하기 위해 회전속도(Nr)가 소정의 값에 도달할 때까지 기다려야 한다.
또한, 단일 활성화 관계[수학식 5]는 복수의 활성화 관계들 세트 대신에 모니터링 단계(120) 동안 단일 활성화 문턱값(Threshold)과 비교될 수 있다. 계수 k는 다양한 비행 상황들을 커버하기 위해 모니터링 파라미터(S) 및 그것의 시간 도함수의 함수로서 가변적이며, 활성화 문턱값(Threshold)은 임의의 주어진 항공기에 대해 미리 결정된다.
보조 단계(130) 동안, 메인 엔진(13)의 고장을 탐지한 후, 상기 고장 후 자동 회전시의 비행 단계 동안 그리고 항공기(2)의 착륙 동안에 항공기(2)의 조종사를 보조하게끔 전기 기계(12)가 보조 기계 파워(We)를 메인 로터(3)에 전달하도록 메모리(16)에 저장된 명령어들을 컴퓨터 유닛(17)이 실행한다.
보조 단계(130) 동안에, 전기 기계(12)는 항공기(2)가 착륙했을 때까지 메인 로터(3)를 회전 구동하도록 바람직하게 조절된다.
예를 들면, 전기 기계(12)는 그러한 전기 기계(12)에 의해 소비된 전류의 크기에 대한 한계를 가지고 최대 전력을 전달할 수 있다.
또 다른 예에서는, 전기 기계(12)가 제1 소정량의 보조 전력(We)을 자동회전시의 단계로 들어가기 위한 제1 소정의 경과 시간 동안 메인 로터(3)에 전달하고, 착륙이 이루어질 때 제2 소정량의 보조 전력(We)을 메인 로터(3)에 전달할 수 있다.
또 다른 예에서, 전기 기계(12)는 먼저 소정의 공칭량의 전력과 동일한 보조 전력(We)을 전달할 때까지 일정한 토크를 전달할 수 있고, 그 후 회전속도(Nr)가 문턱값보다 작은 한, 전기 기계(12)는 상기 보조 전력(We)을 전달하고, 또한 전기 기계(12) 또는 조절의 임의의 한계들, 즉 전기 기계(12)에 의해 전달되는 토크 또는 전력을 따른다. 그런 다음 전기 기계(12)는 회전속도(Nr)를 문턱값과 실질적으로 같게 유지하기 위해 조절된다. 그러한 문턱값은 예를 들어 메인 로터(3)의 소정의 회전속도인데, 예컨대 메인 로터 (3)의 공칭 회전속도와 동일하거나 실제로 상기 공칭 회전속도보다 크다.
전기 기계(12)는 또한 회전속도(Nr)에 대한 설정점(setpoint)만으로서 문턱값을 사용함으로서 조절될 수 있다.
전기 기계(12)는 또한 예컨대 전기 기계(12)의 최대 토크와 동일하지만 전기 기계(12)의 최대 토크에 의해 제한되는, 전기 기계(12)에 의해 전달된 전력에 대한 설정점을 사용하여 조절될 수 있다.
전기 기계(12)는 또한 선택적으로 모니터링 파라미터(S) 및 그것의 도함수의 함수로서 전기 기계(12)에 의해 전달된 토크에 대한 설정점을 사용함으로써 조절 될 수 있다.
또, 지면 가까이에서 엔진 고장이 일어날 때에는 충돌을 피하기 위해 반응의 민첩성이 중요하다. 그러한 상황에서, 전기 기계(12)는 그것이 활성화되자마자 그리고 항공기(2)가 착륙할 때까지 그것의 최대 동력을 전달한다.
마지막으로, 보조 단계(130)를 비활성화하기 위한 비활성화 단계(140) 동안, 컴퓨터 유닛(17)은 사용된 모니터링 파라미터(S)가 항공기(2)에 손상을 초래할 수 있는 그리고 결과적으로 전기 기계(12)에 의한 보조 기계 동력(We)의 전달을 정지시킬 수 있는 최대 한계보다 큰 값을 초과하지 않는지를 체크하기 위해 메모리(16)에 저장된 명령들을 실행한다. 이를 위해, 메모리(16)는 모니터링된 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S) 및 선택적으로 그것의 시간 도함수의 순시값들을 수반하는 비활성화 관계식을 저장한다.
예를 들면, 비활성화 관계는 단일 모니터링 파라미터(S)와 비활성화 문턱값의 비교이며, 보조 단계(130)는 모니터링 파라미터(S)가 상기 비활성화 문턱값 이상이 되면 즉시 비활성화된다.
비활성화 관계식은 또한 모니터링 파라미터(S) 및 그것의 도함수를 수반할 수 있으며, 이러한 비활성화 관계식은 모니터링 단계(120) 동안 사용된 각각의 활성화 관계식과는 상이하다. 이러한 비활성화 관계식은 비활성화 문턱값(Threshold Max )와 비교되고, 그러한 비활성화 관계식이 상기 비활성화 문턱값 이상이 되는 즉시 보조 단계가 비활성화된다. 이러한 비활성화 관계식 Threshold Max 는, 예를 들어, 모니터링 파라미터(S)가 메인 로터(3)의 회전속도(Nr)일 때, [수학식 7](
Figure pat00011
)과 같이 쓰여질 수 있다:
계수 k'은 상수이거나 실제로는 변수일 수 있는데, 예컨대 그것은 회전속도(Nr)와 그것의 시간 도함수의 함수로서 변할 수 있다. 예를 들면, 계수 k'은 비활성화에서의 지연이 규정된 비활성화 문턱값을 초과하는 것으로 이끌지 못하는 것을 확실히 하기 위해 비활성화의 반응 시간의 함수로서 규정될 수 있다.
그로 인해 이러한 비활성화 단계(140)는 보조 기계 파워(We)의 전달을 중지하는 것을 가능하게 하고 따라서 전기 에너지 저장 디바이스(14)에서 저장된 전기 에너지를 저장하고 항공기(2)에 대한 임의의 손상을 회피하는 것을 가능하게 한다.
이러한 비활성화 단계(140)는 또한 보조 단계(130)를 비활성화하기 위해 활성화 관계 대신 또는 활성화 단계에 더하여 항공기(2)의 조종사에 의한 제어를 사용할 수 있다. 그러한 제어는, 예를 들면 항공기(2)의 계기 패널에 배열된 터치 스크린 또는 버튼에 이루어지는 행위이다.
게다가, 본 발명의 방법은 모니터링 단계(120)를 억제하기 위한 억제 조건을 포함할 수 있고, 그로 인해 보조 단계(130)가 수행되는 것을 방지한다. 이들 억제 조건은, 예를 들면:
- 항공기(2)가 지면 상에 있다;
- 항공기(2)가 지면 위 최소 높이 위에 있다;
- 항공기(2)가 훈련 비행 중에 있다;
- 항공기(2)의 이착륙 장치가 지면에 대한 베어링으로서 탐지된다;
- 예를 들면 전파 고도계에 의해 전해지는 바와 같은 지면에 대한 항공기(2)의 높이는 변하지 않고 미리 규정된 높이 이하이다;
- 회전속도(Nr)는 제2 억제 문턱값보다 크다; 그리고
- 회전속도(Nr)의 도함수는 소정의 억제 범위 내에 있는 것이다.
항공기(2)가 지면 상에 있음을 가리키는 정보는 항공기(2)에 제공되는 정보 시스템(7)에 의해 전해질 수 있다. 이러한 정보 시스템(7)은 항공기(2)의 항공 전자기기 시스템에 통합될 수 있다. 유사하게, 항공기(2)의 착륙 장치가 지면 상에 있음을 가리키는 정보는 보통 항공기(2)의 항공 전자기기 시스템에 연결되는 전용 센서에 의해 전해진다.
마찬가지로, 본 발명의 방법은 비활성화 단계(140)를 억제하기 위한 적어도 하나의 억제 조건을 포함할 수 있고, 그로 인해 보조 단계(130)가 중지되는 것을 방지한다.
게다가, 전기 에너지 저장 디바이스가 연료 전지이거나 실제로는 활성화되는 것과 전류의 적당한 전달 사이의 무시할 수 없는 트리거 시간(trigger time)(Δt)을 요구하는 임의의 다른 전기 에너지 저장 디바이스일 때에는, 상기 트리거 시간(Δt)이 항공기(2)의 메인 엔진의 고장을 탐지하는데 고려된다.
어느 경우든 활성화 문턱값(Threshold i )은, 예를 들면 [수학식 6]인
Figure pat00012
와 같이 각각의 활성화 관계인 [수학식 1]과의 비교를 위해 트리거 문턱값(Threshold' i )으로 대체된다.
또한, 메인 엔진(13)의 고장 동안에 메인 로터(3)에 전기 기계(12)에 의해 전해지는 이러한 보조 파워(We)는 첫 번째로는 단일 엔진 항공기(2)의 이륙시 최대 무게를 증가시키고, 두 번째로는 상기 항공기(2)의 제1 엔빌로프(envelope)를 증가시키는 것을 가능하게 할 수 있다.
단일 엔진 항공기(2)의 이륙시 최대 무게는 특히 자동 회전 비행 단계에서, 특히 이륙 단계 동안에 엔진이 고장인 상황을 고려하기 위한, 상기 항공기(2)의 성능(performance)에 의해 제한된다.
그러므로 자동 회전 비행 단계에서의 항공기(2)의 성능을 향상시키는 전기 기계(12)에 의한 보조 파워(We)의 전달은 이륙시 그것의 최대 무게를 증가시키는 것을 가능하게 할 수 있다.
[도 3] 또한, 항공기(2)의 비행 엔빌로프는 특히 도 3에 도시되고 2개의 곡선(F, F')을 포함하는 높이-속도 다이어그램이다. 이러한 높이 속도 다이어그램은 항공기(2)가 세로좌표 축 위로의 지면 위의 그것의 높이의 함수로서 따라야 하는 가로좌표 축을 따라서 최소 수평 속도를 결정한다. 이러한 다이어그램의 영역들(G, G')은 회피되어야 하는데, 이는 자동 회전 비행 단계가 상기 영역들(G, G')에서 안전하게 수행되지 않을 수 있기 때문이다.
유리하게, 자동 회전 비행 단계에서 항공기(2)의 성능을 향상시키는 전기 기계(12)에 의해 전해지는 보조 파워는 낮은 속도들에 대해 피해야 할 영역들(G 및 G')을 감소시키는 것을 가능하게 하고, 이 영역들은 각각 영역들(J, J')에 의해 대체되고, 곡선(I, I')에 의해 형성된 높이-속도 다이어그램을 달성하는 것을 가능하게 함으로써 항공기(2)에 대해 허가된 비행 엔빌로프를 증가시킨다.
[도 4] 도 4는 본 발명의 보조 방법의 일 실시예를 보여주는 흐름도이다.
이러한 흐름도는 보조 방법의 3가지 상태(10, 20, 30), 즉 휴면(dormant) 상태(10), 대기 상태(20) 및 활성화 상태(30)를 보여준다. 이러한 본 발명의 보조 방법은 항공기(2)가 시작되자마자 휴면 상태에 있다. 이러한 휴면 상태(10) 동안에는, 모니터링 단계(120)가 활성화될 수 없다. 대기 상태(20)에서는 모니터링 단계(120)가 대응하는 기준이 만족될 때 활성화될 수 있지만, 보조 단계(130)는 활성화될 수 없는데 반해, 활성화된 상태(30)에서는 보조 단계(130)가 활성화되고 전기 기계(12)가 보조 파워(We)를 전달한다.
획득 단계(110)는 이들 3가지 상태(10, 20, 30)의 각각의 상태 동안에 본 발명의 보조 방법 전체에 걸쳐 수행된다.
휴면 상태(10)는 이륙 전 또는 착륙 후 지면 상의 항공기(2)에 주로 대응한다. 사전 활성화 단계(115)는 휴면 상태(10)에서 수행되어 그러한 휴면 상태(10)로부터 나와서 대기 상태(20)로 들어가는 것을 가능하게 한다. 이러한 사전 활성화 단계(115) 동안에 적용된 사전 활성화 기준과 휴면 상태(10)로부터 종료하는 트리거링(triggering)은 항공기(2)의 적어도 하나의 모니터링 파라미터들(S)과 연관될 수 있다. 사전 활성화 기준은, 예를 들면 사전 활성화 속도보다 큰 메인 로터(3)의 회전속도(Nr)이다. 그러므로 이것 이전에 그러한 방법이 대기 상태 또는 활성화된 상태에 있었지 않은 한, 메인 로터(3)가 정지 상태(standstill)이거나 사전-활성화 속도 이하의 회전속도(Nr)로 회전할 때 그러한 방법은 이러한 휴면 상태(10)에 있다.
사전 활성화 기준은 또한 항공기(2)가 더 이상 지면 상에 있지 않음을 가리키는 정보의 제1 조각일 수 있다. 사전 활성화 기준은 예를 들면 항공기(2)의 이착륙 장치에서 존재하는 센서에 의해 전달되고 지면에 맞닿은 그러한 이착륙 장치의 임의의 베어링을 탐지하지 않는 표시(indication)이다. 그러한 사전 활성화 기준은 또한 항공기(2)가 정지 상태에 있지 않거나 지면 상에 있지 않음을 확증하는, 변하는 전파 고도계의 값일 수 있다.
휴면 상태(10)는 또한 보조 방법을 휴면 상태(10)에서 유지시키고 사전 활성화 단계(115)가 입증되더라도 대기 상태(20)로 들어가는 것을 방지하기 위해, 적어도 하나의 억제 기준을 적용하고 사전 활성화 단계(115)를 억제하기 위한 제1 억제 단계(116)를 포함한다. 예를 들면, 제1 억제 단계 동안에 적용된 억제 기준은 항공기(2) 상에서의 유지 동작이 진행중이라는 정보의 조각일 수 있다. 그러한 상황에서 메인 로터(3)는 심지어 항공기(2)가 지면 상에 있고 어떠한 이륙도 계획되지 않을지라도 사전 활성화 속도보다 큰 회전속도(Nr)로 회전할 수 있다.
억제 기준은 또한 항공기(2)가 막 착륙하였고 그것의 임무가 완료되는 것일 수도 있다. 그 결과, 어떠한 이륙도 계획되지 않고 본 발명의 방법은 휴면 상태(10)에서 유지될 수 있는 한편 메인 로터(3)의 회전속도(Nr)는 메인 엔진이 스위치 오프(switch off)되기 전에 감소한다.
유사하게, 억제 기준은 항공기(2)가 훈련 비행, 특히 자동 회전시의 조종사의 비행 훈련 중일 때의 것일 수 있다. 그러한 훈련 비행은 훈련 받는 조종사가 전기 기계(12)의 보조로부터 이익을 얻지 않도록 완전히 휴면 상태(10)에서 보조 방법으로 수행될 필요가 있다. 이들 3가지 상황에서, 억제 기준은 예를 들면 항공기(2)의 계기 패널 상에 배열된 터치 스크린 또는 버튼에 대한 행위이다.
대기 상태(20)는 비행중인 항공기(2)에 대응하거나 실제로는 여전히 지면 상에 있고 이륙 단계에 있는 항공기(2)에 대응한다. 모니터링 단계(120)는 이러한 다기 상태(20)에서 수행되어 활성화된 상태(30)르 진행하게 되고 그런 다음 메인 엔진(13)의 고장이 탐지되자마자 보조 단계(130)를 수행하게 된다.
대기 상태(20)는 또한 그러한 대기 상태(20)로부터 종료하기 위한 그리고 보조 방법이 대기 상태(20)로부터 종료하고 휴면 상태(10)로 다시 돌아가도록 하나 이상의 종료 기준(exit criteria)을 적용하는 제1 종료 단계(124)를 포함한다. 종료 기준은, 예를 들면 항공기(2)의 착륙한 다음 수반된다. 종료 기준은, 예를 들면 예를 들어 항공기(2)가 지면 상에 있다는 것을 나타내는 전술한 제1 정보 조각 또는 예컨대 버튼을 통한 또는 실제로는 항공기(2)이 계기 패널 상에 배열된 터치 스크린을 통한, 항공기(2)의 조종사에 의해 수행되는 제어이다.
대기 상태(20)는 또한 모니터링 단계(120)를 억제하기 위한 제2 억제 단계(126)를 포함하고 보조 방법을 대기 상태(20)에서 유지하고 모니터링 단계(120)가 검증되더라도 그것이 활성화된 상태(30)로 들어가는 것을 방지하기 위해 적어도 하나의 억제 기준을 적용한다. 예를 들면, 이러한 제2 억제 단계(126) 동안에 적용된 억제 기준은 항공기(2)가 지면 위 최소 높이 위에 있다는 것일 수 있다. 사용된 모니터링 파라미터(S)가 메인 로터(3)의 회전속도(Nr)이라는 점에서, 억제 기준은 또한 회전속도(Nr)가 제2 억제 문턱값보다 크거나 실제로는 회전속도(Nr)의 도함수가 소정의 억제 범위 내에 있다는 것일 수 있다.
만약, 수행되는 모니터링 단계(120)의 결과로서 엔진 고장이 탐지되면, 본 발명의 방법은 대기 상태(20)로부터 나와서 활성화된 상태로(30)로 진행하고 보조 단계(130)를 수행한다. 비활성화 단계(140)는 또한 보조 단계(130)를 중지하고, 만약 필요하다면 대기 상태(20)로 돌아가기 위해 활성화된 상태(30) 동안에 수행된다.
활성화된 상태(30)는 또한 활성화된 상태(30)로부터 종료하기 위한 그리고 보조 방법이 활성화된 상태(30)로부터 종료하고 대기 상태(20)로 돌아가도록 적어도 하나의 종료 기준을 적용하는 제2 종료 단계(144)를 포함한다. 종료 기준은, 예를 들면 버튼을 통해 또는 실제로 항공기(2)의 계기판 상에 배열된 터치 스크린을 통해 항공기(2)의 조종사에 의한 제어이다. 이러한 조종사에 의한 행위는 특히 조종사가 더 이상 보조 기계 파워(We)를 메인 로터(3)에 전달하는 것이 필요하지 않는 것으로 고려할 때 전기 에너지 저장 디바이스(14)에서 저장된 전기 에너지를 절약하는 것을 가능하게 한다.
활성화된 상태(30)는 또한 보조 방법이 이러한 활성화된 상태(30)로부터 종료하지 않고 대기 상태(20)로 돌아가지 않으며, 그럴 경우 심지어 비활성화 단계(140)가 유효하게 되더라도 보조 단계(130)가 중지되지 않도록 적어도 하나의 억제 기준을 적용하고 비활성화 단계(140)를 억제하기 위한 제3 억제 단계(146)를 포함한다.
예를 들면, 비활성화 단계(140) 동안에 만족된 비활성화 관계는 모니터링 파라미터(S)의 값 또는 실제로 모니터링 파라미터(S)를 포함하는 비활성화 관계와 그것의 도함수를 비활성화 문턱값과 비교함으로써 손상으로부터 항공기(2)의 구성요소들 중 하나를 보호하는 것을 목표로 하고, 그와는 반대로, 제3 억제 단계(146) 동안에 적용된 억제 기준의 목표는 모니터링 파라미터(S) 또는 비활성화 관계가 비활성화 문턱값을 초과하는 것을 허용하는 것일 수 있다. 이는 항공기(2)의 충돌을 방지하기 위해 항공기(2)의 구성요소들 중 하나에 대한 손상을 받는 것이 때때로 바람직하기 때문이다. 억제 기준은 모니터링 파라미터(S) 또는 실제로 비활성화 관계이다. 억제 기준은 예컨대 모니터링 파라미터(S) 또는 실제로 비활성화 관계가 비활성화 문턱값에 근접하여 나오고 있음을 조종사에게 경고하는 경보 발생 후에 항공기(2)의 계기판에 배열된 버튼 또는 실제로 터치 스크린을 통해, 항공기(2)의 조종사의 일부(part)에 대한 검증을 요구할 수 있다.
보통, 모니터링 파라미터(S)가 메인 로터(3)의 회전속도(Nr)인 경우, 제3 억제 단계(146) 동안 적용되는 억제 기준은 메인 로터(3)의 과속도(overspeed)의 인증(authorization)일 수 있다.
[도 5] 도 5는 본 발명의 보조 방법의 또 다른 구현예를 보여주는 또 다른 흐름도이다.
이러한 흐름도는 보조 방법의 4가지 상태들(10, 20, 25, 30), 즉 휴면 상태(10), 전기 기계(12)의 프라이밍(priming)이 있는 대기 상태(20), 프라이밍된(primed) 상태(25) 및 활성화된 상태(30)를 도시한다. 본 발명의 보조 방법은 항공기(2)가 시작되자마자 휴면 상태(10)에 있고, 이러한 휴면 상태(10)는 도 4의 흐름도의 휴면 상태(10)와 동일하다.
획득 단계(110)는 본 발명의 이들 4개의 상태(10, 20, 25, 30)의 각각의 상태 동안에, 보조 방법 전체에 걸쳐 수행된다.
상술한 바와 같이, 대기 상태(20)는 비행 중이거나 실제로 지상에 있고 이륙 단계에 있는 항공기(2)에 대응한다. 대기 상태(20)는 전기 기계(12)를 프라이밍하기 위한 프라이밍 단계(117)를 포함한다. 이 프라이밍 단계(117)는, 검증될 때, 전기 기계(12)가 시작되어 그것의 기계적 파워(We)을 메인 로터(3)에 전달할 수 있게 마련되고 보조 방법이 프라이밍된 상태(25)로 들어갈 수 있게 한다.
이를 위해, 대기 상태(20)는 동기화 단계(125)를 포함하고, 이러한 동기화 단계(125) 동안에는 전기 기계(12)가 메인 로터(3)에 파워를 전달하지 않고 메인 로터(3)와 동기화되고, 그럴 경우 전기 기계(12)와 메인 로터(3) 사이에 결합 디바이스, 전형적으로 프리휠(freewheel)이 배열된다. 이러한 방식으로, 전기 기계(12)는 필요한 경우 거의 순간적으로 기계 파워(We)를 유리하게 전달할 수 있다.
프라이밍 단계(117)는, 예를 들면 모니터링 단계(120) 동안 적용되는 활성화 관계들과 동일하지만 활성화 문턱값들보다 큰 프라이밍 문턱값들을 갖는 적어도 하나의 프라이밍 관계들을 적용한다.
이러한 프라이밍 단계(117)는 또한 예컨대 항공기(2)의 계기판 상에 배열된 버튼 또는 실제로 터치 스크린을 통해 항공기(2)의 조종사에 의해 검증될 수 있다.
대기 상태(20)는 도 4에서의 흐름도의 제1 종료 단계와 동일하고, 보조 방법이 대기 상태(20)로부터 나와서 휴면 상태(10)로 돌아가도록 전술한 종료 기준 또는 기준들을 적용하는 대기 상태(20)로부터 종료하기 위한 제1 종료 단계(124)를 포함한다.
대기 상태(20)는 또한 프라이밍 단계(117)를 억제하기 위한 제4 억제 단계(119)를 포함한다.
프라이밍 단계(117)는 활성화 기준보다 더 민감한 프라이밍 기준으로 수행되어, 활성화된 상태(30)로 가는 것을 가능하게 한다. 따라서, 난류가 발생하는 경우, 예를 들어 모니터링 파라미터(S), 특히 메인 로터(3)의 회전속도(Nr)에서의 의 변동(fluctuations)들이 가능하고 동기화 단계(125)의 시기 상조적인 트리거링(untimely triggering)을 야기할 수 있다. 그 후, 프라이밍 단계(117) 및 동기화 단계(125)를 억제하여 전기 기계(12)를 시작하지 않고 프라이밍 상태(25)에 보조 방법을 두고 필요한 경우 활성화 상태(30)로 들어가기 위한 모니터링 단계(120)를 적용하기 위해 제4 억제 단계(119) 동안 억제 기준이 적용될 수 있다.
프라이밍 상태(25)는 모니터링 단계(120)를 포함하여, 필요한 경우 방법이 활성화된 상태(30)로 들어간다. 프라이밍된 상태(25)는 또한 프라임된 상태(25)로부터 종료하기 위한 제3 종료 단계(128) 및 도 4의 흐름도의 대응하는 억제 단계와 동일한 억제 단계(126)를 포함한다.
제3 단계(128)가 유효하게 될 때, 보조 방법은 프라임된 상태(25)를 그만두고 대기 상태(20)로 돌아간다. 이 제3 출구(outlet) 단계(128)에 의해 적용되는 종료 기준은 예를 들어 프라임된 상태가 비활성화되는 제2 예정된 시간 경과이며, 그러한 보조 방법은 대기 상태(20)로 되돌아 간다. 또 다른 종료 기준은 예컨대 항공기(2)의 계기판 상에 배열된 버튼 또는 실제로 터치 스크린을 통한 것과 같이 항공기(2)의 조종사에 의한 제어일 수 있다.
만약 수행되는 모니터링 단계(120)의 결과로서 엔진 고장이 탐지되면, 보조 방법은 프라이밍된 상태(25)로부터 나와서 활성화된 상태(30)로 들어가 보조 단계(130)를 수행한다.
활성화된 상태(30)는 도 4의 흐름도에서의 활성화된 상태와 동일하다. 특히, 비활성화 단계(140)는 또한 보조 단계(130)를 중지시키고 대기 상태(20)로 돌아가기 위해 활성화된 상태(30) 동안에 수행된다.
물론, 본 발명은 그것의 구현에 관한 다수의 변형예를 가질 수 있다. 비록 여러 실시예들과 구현예들이 설명되지만, 가능한 모든 실시예들 및 구현예들을 빠짐없이 확인하는 것이 생각될 수 없음을 즉시 이해해야 한다. 물론 본 발명의 범위를 넘어서지 않으면서 동등한 수단으로 기술된 수단 중 임의의 수단을 대체하는 것이 가능하다.

Claims (23)

  1. 엔진 고장시 단일 엔진 회전익 항공기(2)를 보조하기 위한 보조 방법에 있어서,
    상기 항공기(2)는:
    단일 메인 엔진(13), 적어도 하나의 전기 기계(12), 메인 기어박스(main gearbox)(11) 및 적어도 하나의 전기 에너지 저장 디바이스(14)가 제공되는 하이브리드 파워 플랜트(hybrid power plant)(5); 및
    상기 파워 플랜트(5)에 의해 회전 구동되는 적어도 하나의 메인 로터(3)를 포함하고,
    상기 보조 방법은 다음 단계들:
    상기 메인 엔진(13)의 임의의 고장을 탐지하기 위해 상기 항공기(2)를 모니터링하기 위한 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)를 획득하기 위한 획득 단계(110);
    적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)와 그것의 시간 도함수의 순시값들을 포함하는 적어도 하나의 활성화 관계가 전용 활성화 문턱값(dedicated activation threshold)(Threshold i ) 미만일 때 적어도 하나의 전기 기계(12)를 활성화하기 위한 적어도 하나의 모니터링 단계(120)로서, i는 1부터 n까지 변하는 양의 정수이고, n은 1 이상인 양의 정수이며, Threshold i 는 활성화 문턱값인, 상기 적어도 하나의 모니터링 단계(120);
    비행중에 상기 항공기(2)를 보조하기 위한 보조 단계(130)로서, 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)는 조절되는 방식으로 상기 메인 로터(3)에 보조 기계 파워(auxiliary mechanical power)(We)를 전달함으로써 상기 고장 후의 비행 단계 동안에 상기 항공기(2)의 조종사가 상기 항공기(2)를 조종하는 것을 보조하는 것을 가능하게 하는, 상기 보조 단계(130); 및
    상기 보조 단계(130)를 비활성화하기 위한 비활성화 단계(140)를 포함하는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 방법은 단일 활성화 관계인 [수학식 5](
    Figure pat00013
    )를 사용하고,
    Figure pat00014
    는 상기 파라미터(S)의 도함수이고, Threshold는 활성화 문턱값이며, k는 모니터링 파라미터(S)와 상기 도함수의 함수로서 변하는 양의 계수이고, 상기 활성화 문턱값(Threshold)과 상기 계수(k)는 상기 항공기(2)에 종속적인, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  3. 제1 항에 있어서,
    상기 항공기(2)의 모니터링 파라미터는 상기 메인 로터(3)의 회전속도(Nr)인, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  4. 제3 항에 있어서,
    상기 회전속도(Nr)는 상기 메인 기어박스(11)의 기어휠(19)의 회전속도를 측정한 후 결정되고, 상기 기어휠(19)은 상기 메인 로터(3)와 동기되어 있는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  5. 제1 항에 있어서,
    상기 방법은 상기 모니터링 단계(20)를 억제(inhibit)하기 위한 적어도 하나의 억제 조건(inhibition codition)을 포함함으로써 상기 보조 단계(130)가 수행되는 것을 방지하는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  6. 제5 항에 있어서,
    적어도 하나의 억제 조건은 다음 목록:
    상기 항공기(2)가 지면 상에 있음;
    상기 항공기(2)가 상기 지면 위 최소 높이 위에 있음;
    상기 항공기(2)가 훈련 비행 중에 있음;
    상기 항공기(2)의 착륙 장치(undercarriage)가 상기 지면에 맞닿은 베어링(bearing)으로서 탐지됨;
    상기 지면에 대한 상기 항공기(2)의 상기 높이는 변하지 않고 미리 규정되는 높이 이하임;
    모니터링 파라미터(S)가 제1 억제 문턱값 미만임;
    모니터링 파라미터(S)가 제2 억제 문턱값보다 큼; 그리고
    모니터링 파라미터(S)의 상기 도함수가 소정의 억제 범위 내에 있음
    중에서 선택되는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  7. 제1 항에 있어서,
    상기 비활성화 단계(140)는 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)와 선택적으로 그것의 도함수를 수반하는 비활성화 관계를 적용하는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  8. 제1 항에 있어서,
    상기 방법은 상기 비활성화 단계(140)를 억제하기 위한 적어도 하나의 억제 조건을 포함함으로써 상기 보조 단계(130)가 중지(stop)되는 것을 방지하는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  9. 제1 항에 있어서,
    상기 방법은 상기 보조 방법을 미리 활성화하기 위한 적어도 하나의 사전 활성화 단계(pre-activation step)(115)와 상기 사전 활성화 단계(115)를 억제하기 위한 적어도 하나의 억제 조건을 포함하는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  10. 제1 항에 있어서,
    상기 방법은 상기 적어도 하나의 전기 기계를 동기화하기 위한 동기화 단계(125)를 포함하고, 상기 동기화 단계(125) 동안 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)가 그것에 파워를 전달하지 않으면서 상기 메인 로터(3)와 동기화되는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  11. 제9 항에 있어서,
    상기 방법은 휴면 상태(dormant state)(10), 대기 상태(20), 및 활성화되는 상태(30)를 포함하고, 상기 방법은 상기 항공기(2)가 시작되자마자 상기 휴면 상태(10)에 있으며, 상기 휴면 상태(10) 동안에는 상기 모니터링 단계(120)가 수행되는 것이 가능하지 않고, 상기 대기 상태(20) 동안에는 상기 보조 단계(130)가 활성화되는 것이 가능하지 않으며, 상기 보조 단계(130)는 상기 활성화되는 상태(30) 동안에는 활성화되어 있고, 상기 휴면 상태(10)는 상기 사전 활성화 단계(115)와 상기 사전 활성화 단계(115)를 억제하기 위한 제1 억제 단계(116)를 포함하고, 상기 대기 상태(20)는 상기 모니터링 단계(120)와 상기 대기 상태(20)로부터 종료하기(coming out) 위한 제1 종료 단계(first exit step)(124) 및 상기 모니터링 단계(120)를 억제하기 위한 제2 억제 단계(126)를 포함하고, 상기 활성화되는 상태(30)는 상기 보조 단계(130)와 상기 비활성화 단계(115) 및 상기 활성화되는 상태(30)로부터 종료하기 위한 제2 종료 단계(144)와 상기 비활성화 단계(115)를 억제하기 위한 제3 억제 단계(146)를 포함하고, 상기 휴면 상태(10), 상기 대기 상태(20) 및 상기 활성화되는 상태(30)는 상기 획득 단계(110)를 포함하는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  12. 제9 항에 있어서,
    상기 방법은 휴면 상태(10), 대기 상태(20), 프라이밍되는 상태(primed state) 및 활성화되는 상태(30)를 포함하고, 상기 방법은 상기 항공기(2)가 시작되자마자 상기 휴면 상태(10)에 있으며, 상기 휴면 상태(10) 또는 상기 대기 상태(20) 동안에는 상기 모니터링 단계(120)가 수행되는 것이 가능하지 않고, 상기 프라이밍되는 상태(25) 동안에는 상기 보조 단계(130)가 활성화되는 것이 가능하지 않고, 상기 보조 단계(130)는 상기 활성화되는 상태(30) 동안에는 활성화되어 있고 상기 휴면 상태(10)는 상기 사전 활성화 단계(115)와 상기 사전 활성화 단계(115)를 억제하기 위한 제1 억제 단계(116)를 포함하고, 상기 대기 상태(20)는 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)를 프라이밍하기 위한 프라이밍 단계(117)와 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)를 동기화하기 위한 동기화 단계(125), 상기 대기 상태(20)로부터 종료하기 위한 제1 종료 단계(124), 상기 프라이밍 단계(117)를 억제하고 상기 동기화 단계(125)를 억제하기 위한 제4 억제 단계(119)를 포함하고, 상기 프라이밍되는 상태(25)는 상기 모니터링 단계(120)와 상기 프라이밍되는 상태(25)로부터 종료하기 위한 제3 종료 단계(128) 및 상기 모니터링 단계(120)를 억제하기 위한 제2 억제 단계(126)를 포함하고, 상기 활성화되는 상태(30)는 상기 보조 단계(130)와 상기 비활성화 단계(115) 및 상기 활성화되는 상태(30)로부터 종료하기 위한 제2 종료 단계(144)와 상기 비활성화 단계(115)를 억제하기 위한 제3 억제 단계(146)를 포함하고, 상기 휴면 상태(10), 상기 대기 상태(20), 상기 프라이밍되는 상태(25), 및 상기 활성화되는 상태(30)는 상기 획득 단계(110)를 포함하는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  13. 제1 항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 활성화 문턱값(Threshold)은 [수학식 6](
    Figure pat00015
    )와 같은 상기 적어도 하나의 전기 에너지 저장 디바이스(14)를 트리거(trigger)하기 위한 트리거 시간(trigger time)(Δt)을 고려하는 트리거 문턱값(Threshold' i )으로 대체되는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  14. 제1 항에 있어서,
    상기 보조 단계(130) 동안에, 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)는 상기 항공기(2)가 착륙할 때까지 상기 메인 로터(3)를 회전 구동하도록 조절되는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  15. 제1 항에 있어서,
    상기 보조 단계(130) 동안, 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)는 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)에 의해 소비되는 상기 전류에 대한 제한(limitation)으로 최대 파워를 전달하는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  16. 제1 항에 있어서,
    상기 보조 단계(130) 동안, 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)는 제1 소정의 시간 경과 동안 상기 메인 로터(3)에 제1 소정량의 파워를 전달하고 상기 항공기(2)의 착륙을 위해 상기 메인 로터(3)에 제2 소정량의 파워를 전달하는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  17. 제1 항에 있어서,
    상기 보조 단계(130) 동안, 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)는 먼저 소정의 공칭량(nominal amount)을 갖는 파워와 같은 보조 파워(We)를 전달할 때까지 일정한 토크를 전달한 다음 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)가 문턱값에 도달할 때까지 소정의 공칭량을 갖는 파워와 같은 보조 파워(We)를 전달하고, 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)는 상기 문턱값과 같게 상기 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)를 유지하도록 조절되는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  18. 제1 항에 있어서,
    상기 보조 단계(130) 동안, 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)는 먼저 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)의 소정의 공칭량을 갖는 파워와 같은 보조 파워(We)를 전달할 때까지 일정한 토크를 전달한 다음 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)가 문턱값에 도달할 때까지 상기 소정의 공칭량을 갖는 파워와 같은 보조 파워(We)를 전달하고, 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)는 상기 문턱값과 같게 상기 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)를 유지하도록 조절되는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  19. 제1 항에 있어서,
    상기 보조 단계(130) 동안, 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)가 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)의 최대량의 파워와 같은 보조 파워(We)를 전달하면서 또한 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)의 상기 최대 토크에 의해 상기 보조 파워(We)를 제한하도록 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)가 조절되는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  20. 제1 항에 있어서,
    상기 보조 단계(130) 동안, 상기 적어도 하나의 전기 기계(12)는 문턱값과 같게 적어도 하나의 모니터링 파라미터(S)를 유지하도록 조절되는, 단일 엔진 회전익 항공기를 보조하기 위한 보조 방법.
  21. 회전익 항공기(2)에 있어서:
    단일 메인 엔진(13), 적어도 하나의 전기 기계(12), 적어도 하나의 전기 에너지 저장 디바이스(14), 및 메인 기어박스(11)가 제공되는 하이브리드 파워 플랜트(5);
    상기 파워 플랜트(5)에 의해 회전 구동되고 회전속도(Nr)로 회전하는 적어도 하나의 메인 로터(3); 및
    상기 메인 엔진(13)의 고장시에 보조하기 위한 보조 디바이스(1)를 포함하고, 상기 보조 디바이스는:
    상기 하이브리드 파워 플랜트(5);
    상기 전기 기계(12)를 제어하기 위한 제어 디바이스(15);
    모니터링 디바이스(18);
    컴퓨터 유닛(17); 및
    메모리(16)를 포함하고,
    자동 회전 비행 단계 동안에 상기 항공기(2)의 조종사를 보조하기 위해 상기 보조 디바이스(1)는 제1 항에 따른 보조 방법을 구현하도록 구성되는, 회전익 항공기.
  22. 제21 항에 있어서,
    상기 모니터링 디바이스(18)는 상기 메인 로터(3)에서의 파워의 강하(drop)를 평가하기 위한 측정 디바이스를 포함하는, 회전익 항공기.
  23. 제21 항에 있어서,
    상기 모니터링 디바이스(18)는 상기 회전속도(Nr)를 측정하기 위한 측정 디바이스(9)를 포함하는, 회전익 항공기.
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