KR101576640B1 - 두 개의 메인 엔진과 하나의 보조 2차 엔진을 갖는 회전익 항공기, 및 그러한 항공기를 제어하는 방법 - Google Patents

두 개의 메인 엔진과 하나의 보조 2차 엔진을 갖는 회전익 항공기, 및 그러한 항공기를 제어하는 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 회전익(2)과, 상기 회전익(2)을 구동하기 위한 터보샤프트 엔진(11, 12, 13)을 가지는 항공기(1)에 관한 것이다. 이 항공기는 동일한 2개의 메인 엔진(11, 12)과 2차 엔진(13)을 포함하고, 각각의 메인 엔진은 메인 파워(maxTOP, OEIcont)와 연관되는 적어도 하나의 특정 레이팅으로 동작할 수 있고, 2차 엔진(13)은 0.5 이하인 비례 계수(k)의 적용시, 해당하는 메인 파워(maxTOP, OEIcont)에 비례하는 2차 파워(maxTOP', OEIcont')를 전달함으로서, 적어도 하나의 특정 레이팅으로 동작할 수 있으며, 상기 항공기는 각각의 메인 엔진(11, 12)이 비행 동안 계속해서 동작하게 하고, 비행의 적어도 하나의 기설정된 특정 스테이지 동안 보충물로서 2차 엔진(13)을 사용함으로써, 회전익을 구동시키기 위한 제어 시스템(20)을 가진다.

Description

두 개의 메인 엔진과 하나의 보조 2차 엔진을 갖는 회전익 항공기, 및 그러한 항공기를 제어하는 방법{A rotary wing aircraft having two main engines together with a less powerful secondary engine, and a corresponding method}
관련 출원에 대한 상호 참조
본 출원은 전문이 본 명세서에 참조로 통합되어 있고, 2012년 11월 26일 출원된 FR 12 03183호의 이익을 주장한다.
본 발명은 두 개의 메인 엔진과 하나의 보조 2차 엔진을 갖는 회전익 항공기에 관한 것이고, 또한 항공기를 제어하는 방법에 관한 것이다.
"터보샤프트 엔진"이라는 용어는 항공기의 추진력 및/또는 양력에 기여하는 파워 유닛을 의미하는 것으로 사용된다. 회전익을 가지는 항공기에서는 "터보샤프트 엔진"이라는 용어가 메인 기어박스인 "MGB"의 회전을 구동하는 파워 유닛을 가리키는데 사용되고, 이 경우 메인 기어박스는 회전익의 적어도 하나의 로터의 회전을 구동시킨다.
항공기는 때때로 보조 파워 유닛(APU)을 구비한다. 이러한 보조 파워 유닛은, 예를 들면 전기를 발생시키거나, 유압 시스템들을 구동하기 위해 사용될 수 있다. 하지만, 이러한 보조 파워 유닛은 회전익 항공기 상의 로터 메인 기어박스를 구동하지는 않는다.
따라서, 항공기의 보조 파워 유닛은 본 발명의 의미에서의 "터보샤프트 엔진"을 구성하지는 않는다.
그러므로, 본 발명은 예를 들면 헬리콥터들과 같은 항공기의 회전익에 관한 파워 플랜트들의 분야 내에 속한다.
본 발명은 좀더 구체적으로는 터보샤프트 엔진들에 관한 것이고, 그러한 엔진들의 특징들은 그것들이 어떻게 크기가 정해지거나 "값이 정해지는(dimensioned)"지의 함수로서 변한다.
그러므로, 본 출원인은 터보샤프트 엔진의 특정 중량이 그것이 전달할 수 있는 파워에 의존적인 것을 관찰하였다. 터보샤프트 엔진이 더 강력할수록, 그것의 특정 중량은 더 낮아진다. 파워의 주어진 레벨을 발생시키는 엔진의 특정 중량은 상기 주어진 파워로 나눈 엔진의 중량에 해당한다는 점이 상기되어야 한다.
마찬가지로, 터보샤프트 엔진의 특정 연료 소비는 터보샤프트 엔진이 전달할 수 있는 파워에 의존적이다. 또한 터보샤프트 엔진의 파워가 클수록, 그것의 특정 연료 소비는 더 낮아진다는 것이 관찰된다.
그러한 상황 하에서는, 연료 소비의 측면에서, 매우 강력한 터보샤프트 엔진을 설치하는 것이 덜 강력한 터보샤프트 엔진을 설치하는 것보다 훨신 더 이익이라는 것이 드러난다.
그렇지만, 주어진 터보샤프트 엔진의 특정 소비는 또한 그것이 전달하는 파워의 함수로서 변한다. 따라서, 터보샤프트 엔진이 그러한 터보샤프트 엔진에 관해 허용된 최대 파워를 발생시킬 때 최적화되는 특정 소비를 터보샤프트 엔진이 나타낸다. 특히, 터보샤프트 엔진이 발생시키는 파워가 더 낮아지면, 엔진의 특정 소비가 증가한다.
위 관찰 내용들로부터, 터보샤프트 엔진의 치수를 정하는 것이 어려울 수 있다는 것을 알 수 있다.
회전익 항공기에서는, 제작자가 항공기에 관해 요구된 성능을 보장하기 위해, 터보샤프트 엔진이 전달해야 하는 최대 파워를 결정한다. 그러한 상황 하에서는, 터보샤프트 엔진이 최대 파워를 전달하도록 값이 정해진다.
단일 터보샤프트 엔진으로부터의 파워가 충분하지 않다고 발견될 때에는, 제작자들이 보통 그들의 항공기에 복수의 터보샤프트 엔진을 설치한다. 그 결과, 무거운 항공기는 복수의 터보샤프트 엔진을 가진다.
그러므로, 다수 엔진을 장착한(multi-engined) 항공기를 가지는 것이 유리할 수 있다. 그렇지만, 그러한 다수 엔진을 장착한 항공기를 사용하는 것은 엔진 고장시 비행 안전성의 문제를 일으킨다.
특히, 회전익 항공기에 대해서는 3가지 구성이 사용된다.
첫 번째 구성에서는, 항공기가 너무 강력한 동일한 2개의 터보샤프트 엔진을 가진다.
이러한 터보샤프트 엔진들은 그것들이 회전 부재를 구동하기 위한 동일한 특징들들 가질 때, 및 특히 동일한 이론상 최대 파워들을 가지는 터보샤프트 엔진들일 때 "동일하다"라고 얘기된다.
반대로, 엔진들은 그것들이 다른 구동 특징들을 가질 때, 즉 상이한 최대 파워들을 발생시키는 엔진들일 때 "동일하지 않다"라고 얘기된다.
첫 번째 구성에서는, 엔진들 모두가 다른 터보샤프트 엔진이 고장날 경우 안전한 비행을 보장하도록 값이 과도하게 정해진다.
각각의 터보샤프트 엔진은 순항 비행 동안 "표준 레이팅"으로 동작할 수 있다. 이러한 표준 레이팅은 때때로 본 명세서에서 최대 연속 파워(MCP) 레이팅이라고 부르고, 최대 연속 파워 레이팅은 제한되지 않은 이용 지속 시간과 연관된다.
각각의 엔진은 또한 비행의 특정 스테이지들 동안 사용되는 특정 레이팅들에서 동작할 수 있다.
그러므로, 제작자들은 "정상적인(normal) 특정 레이팅"으로서 편의상 부르는 레이팅을 제공하였다. 이러한 정상적인 특정 레이팅은 종종 "이륙(takeoff) 레이팅"이라고 부르는데, 이는 그것이 이륙을 위한 비행 특정 스테이지 동안 사용되기 때문이다. 쌍발 엔진을 가진 항공기의 경우에는, 호버링에 가까운 비행의 특정 스테이지 동안 정상적인 특정 레이팅이 또한 사용된다.
이러한 정상적인 특정 레이팅은 제한된 사용 지속 시간과 최대 이륙 파워(maxTOP)를 연관시킨다. 최대 이륙 파워(maxTOP)는 최대 연속 파워(MCP)보다 크다.
그러한 상황 하에서는, 터보샤프트 엔진들 중 하나가 고장날 때 쌍발 엔진을 가진 항공기에 다음과 같은 컨틴젠시(contingency) 특정 레이팅들이 사용된다:
·30" OEI라고 부르는 대략 연속적인 30초의 지속 시간과 수퍼컨틴젠시(supercontingency) 파워를 연관시키는 제 1 컨틴젠시 특정 레이팅(하나의 작동하지 않는 엔진에 관한);
·2' OEI라고 부르는 2분 정도의 사용 지속 시간과 최대 컨틴젠시 파워를 연관시키는 제 2 컨틴젠시 특정 레이팅; 및
·OEIcont라고 부르고, 예를 들면 엔진이 고장난 후 비행이 끝날 때가지 연장하는 사용 지속 시간과 중간 컨틴젠시 파워를 연관시키는 제 3 컨틴젠시 특정 레이팅.
컨틴젠시 특정 레이팅들을 사용하는 동안 발생된 파워들은 표준 레이팅을 사용하는 동안 발생된 파워보다 크다.
그러므로, 각각의 터보샤프트 엔진이 그것의 가장 높은 컨틴젠시 파워의 함수로서, 즉 30" OEI 레이팅 위로 치수고 정해지는 것이 일반적이다. 전술한 원리들의 적용시, 최대 연속 파워(MCP)를 사용하는 동안 터보샤프트 엔진들이 특정 소비가 최적화되지 않는데, 이는 최대 연속 파워(MCP)가 엔진이 전달할 수 있는 최대 파워와는 매우 상이하기 때문이다.
두 번째 구성에서는, 항공기가 2개의 동일한 터보샤프트 엔진을 구비하고, 이 경우 "교착 상태 시간(impasse time)(불어로 "temps d′impasse")"을 사용한다.
실험에 기초하여, 특정 비행 스테이지들 동안에는 고장 위험성을 무시하는 것을 생각할 수 있다. 그러한 상황 하에서는, 터보샤프트 엔진은 첫 번째 구성에서 필수적인 것보다 낮은 레벨의 컨틴젠시 파워를 전달하도록 값이 정해질 수 있다. 그럴 경우 엔진의 무게는 감소하지만, 그것이 최대 연속 파워(MCP)를 감소시키는 결과를 가진다.
하지만, 이러한 두 번째 구성은 터보샤프트 엔진 고장에 관한 어떤 준비도 이루어지지 않는 비행의 스테이지들의 지속 시간을 최소화하도록 조종사들이 훈련되어 있을 것을 요구할 수 있다.
세 번째 구성에서는, 항공기가 3개의 동일한 터보샤프트 엔진을 가진다. 하나의 터보샤프트 엔진이 고장인 경우, 작동중인 나머지 2개의 엔진이 비행 안전을 보장하나다.
주어진 항공기에서, 3개의 엔진을 가진 파워 플랜트는 쌍발 엔진을 가진 파워 플랜트보다 덜 강력한 터보샤프트 엔진들을 필요로 하나다.
하지만, 쌍발 엔진을 가진 항공기에 비해 덜 강력한 터보샤프트 엔진들을 사용하는 것은 완전히 최적화되지 않는다. 연료 소비 측면에서, 매우 강력한 터보샤프트 엔진을 지닌 설비는 덜 강력한 터보샤프트 엔진을 지닌 설비보다 덜 비싸다는 점이 상기되어야 한다.
그러므로, 항공기의 파워 플랜트의 치수를 정하는 것은, 선택되는 구성과는 관계없이 복잡하다.
기술적인 배경에는 3개의 엔진을 가진 헬리콥터들에 관한 파워 전송 시스템을 제안하는 특허 문헌 US 4 479 619호가 포함된다.
이러한 특허 문헌은 또한 3개의 엔진 중 하나의 클러치를 푸는 대안예를 제안한다.
본 출원인의 수퍼-프렐온(Super-Frelon) 헬리콥터는 또한 3개의 동일한 엔진(클러치가 없는)을 가졌다.
특허 문헌 US 3 963 372호는 3개의 엔진을 가진 헬리콥터들에 관한 파워 관리 및 엔진 제어 기술을 제안한다.
과도하게 값이 정해지도록 설계되는 엔진들과 연관된 문제들을 완화시키기 위해, 상이한 최대 파워들을 지닌 엔진들을 가지는 쌍발 엔진이 파워 플랜트를 구비한 항공기에 대한 제안들이 과거에 이미 이루어졌다. 이는 상이한 최대 파워를 지닌 2개의 엔진들을 제안하는 특허 문헌 WO 2012/059671A2호에 적용된다.
특허 문헌 US 2009/186320호는 동일한 것으로 드러나는 3개의 터보샤프트 엔진을 가지는 항공기를 설명한다. 이 항공기는 터보샤프트 엔진의 고장을 시뮬레이션하기 위한 시스템을 포함한다.
마찬가지로, 특허 문헌 US 3 002 710호는 적어도 3개의 엔진을 가지는 항공기를 설명한다.
특허 문헌 US 4 177 693호는 동일한 것으로 나타나는 3개의 엔진에 접속된 메인 기어박스(MGB)를 설명한다.
특허 문헌 EP 1 175 337호는 회전익기에 관한 추가 기계적 제어 시스템을 설명한다.
마지막으로, 특허 문헌 EP 2 148 066호 또한 알려져 있다.
그러므로, 본 발명의 목적은 파워 플랜트를 최적화하려고 하는 새로운 구성을 가지는 항공기를 제안하는 것이다.
본 발명에 따르면, 회전익과, 상기 회전익을 구동하기 위한 3개의 터보샤프트 엔진을 구비한 항공기가 제공된다.
또한, 상기 3개의 터보샤프트 엔진은 발생될 수 있는 메인 파워와 연관된 적어도 하나의 특정 레이팅으로 동작할 수 있고, 동일한 2개의 메인 터보샤프트 엔진을 포함한다. 그러므로, 이러한 2개의 메인 터보샤프트 엔진은 최대 연속 파워(MCP)와 연관된 표준 레이팅으로 동작할 수 있다. 다시 말해, 각각의 메인 터보샤프트 엔진은 최대 연속 파워(MCP)를 발생시킬 수 있다.
상기 터보샤프트 엔진들은 또한, 0.5 이하인 비례 계수의 적용시, 해당하는 메인 파워에 비례하는 2차 파워를 전달함으로써 상기 적어도 하나의 특정 레이팅으로 동작할 수 있는 2차 터보샤프트 엔진을 포함한다.
그러므로, 2차 터보샤프트 엔진은 메인 엔진들 각각에 의해 발생된 파워의 절반보다 많지 않은 파워를 발생시킨다.
그러므로, 항공기는 종래 기술의 일정 부분들과 동일한 3개의 엔진들을 가지지는 않지만, 동일한 2개의 큰 "메인 터보샤프트 엔진들"과 하나의 작은 "2차 터보샤프트 엔진"을 가지고, 이 경우 상대적 표현인 "큰(big)"과 "작은(little)"은 특히 이들 터보샤프트 엔진이 발생시킬 수 있는 파워 레벨들을 가리킨다.
이러한 항공기는 각각의 메인 터보샤프트 엔진이 비행 동안 내내 계속해서 동작하게 하고 2차 터보샤프트 엔진으로 하여금 비행의 적어도 하나의 기설정된 특정 스테이지 동안 보충물(supplement)로서 동작하게 함으로써 회전익을 구동하기 위한 제어 시스템을 가진다.
"특정 비행 스테이지"라는 용어는 항공기의 추진력 및/또는 양력에 기여하기 위해 2차 터보샤프트 엔진이 사용되는 지속 시간을 가리킨다.
따라서, 본 발명은 주어진 특정 레이팅으로 메인 엔진들 각각에 의해 발생될 수 있는 "메인" 파워보다 작은 "2차" 파워를 발생시킬 수 있는 2차 터보샤프트 엔진과 함께 2개의 동일한 터보샤프트 엔진을 제안한다.
메인 터보샤프트 엔진에 비해 작은 크기를 가지고 값이 작게 정해지는 2차 터보샤프트 엔진을 사용하는 것은 놀랍고, 역효과를 낳는 것처럼 보일 수 있다. 터보샤프트 엔진의 파워가 클수록, 그것의 특정 무게는 더 작아진다는 점이 상기되어야 한다. 따라서 작고, 낮은 파워를 가지는 터보샤프트 엔진을 설치하는 것은, 원리로부터 벗어나는 행동으로 보이게 된다.
그렇지만, 본 발명은 특정 비행 단계 동안에만 2차 터보샤프트 엔진을 사용하기 위한 규정을 만든다. 항공기 전체 수명 동안 짧고 제한된 기간들 동안에만 운영하기에 비싼 터보샤프트 엔진을 사용한다는 것은, 본 발명의 장점들에도 불구하고 불리한 점이 될 필요가 없다.
그러한 항공기는 30" OEI 수퍼컨틴젠시 파워 레이팅 및 2' OEI 최대 컨틴젠시 파워 레이팅과 연관된 레이팅들과 같이, 매우 강력한 컨틴젠시 특정 레이팅이 구현되는 것을 요구하지 않는다.
그러한 상황 하에서는, 메인 터보샤프트 엔진이 정상적인 특정 이용 레이팅, 즉 최대 이륙 파워(maxTOP)와 연관된 이륙 레이팅과 최대 연속 파워(MCP)를 동반한 표준 레이팅을 가질 수 있다.
2차 터보샤프트 엔진은 최대 이륙 파워(maxTOP')와 연관된 정상적인 특정 레이팅을 가질 수 있다. 이러한 2차 최대 이륙 파워(maxTOP')는 메인 최대 이륙 파워(maxTOP)의 k배와 같고, 이 경우 k는 상기 비례 계수를 나타낸다.
따라서, 메인 터보샤프트 엔진은 그것들의 최대 연속 파워의 함수로서 값이 정해질 수 있다. 그러면 예를 들면 순항 비행 동안 메인 터보샤프트 엔진들의 특정 소비가 최적화된다. 이러한 최대 연속 파워가 항공기가 사용되는 전체 시간 동안의 대부분에서 사용되기 때문에, 이러한 최적화는 유리하다.
그러므로, 예를 들면 순항 비행 동안, 메인 터보샤프트 엔진들만이 추진력 및/또는 양력 수단을 구동하기 위해 사용된다.
그렇지만, 메인 터보샤프트 엔진의 고장은 그다지 불리하지는 않은데, 이는 순항 비행을 위해 요구된 파워 레벨들을 고려해볼 때, 나머지 메인 엔진이 지속적인 비행을 보장할 수 있기 때문이다.
반대로, 높은 레벨의 파워를 요구하는 각각의 특정 비행 스테이지 동안에는, 제어 시스템이 메인 터보샤프트 엔진들만이 아니라 추진력 및/또는 양력 수단을 구동하기 위해 2차 터보샤프트 엔진을 사용한다. 메인 터보샤프트 엔진인 고장인 경우에는, 2차 엔진과 함께 작동하고 있는 메인 터보샤프트 엔진이 여전히 안전한 비행을 보장할 수 있다.
이들 특정 비행 스테이지들이 비교적 적게 사용되기 때문에, 예를 들면 순항 비행 동안 이루어지는 절감물에 의해 2차 터보샤프트 엔진의 최적이지 않은 효율이 보상될 수 있다. 통계적으로 말하면, 비행의 특정 스테이지들은 1시간의 비행마다 약 5분 정도 사용된다.
또한, 각각의 특정 스테이지 동안 그리고 고장이 없는 경우, 2차 터보샤프트 엔진이 항공기의 성능을 개선할 수 있는 추가 파워를 전달할 수 있다.
이러한 목적을 위해, 항공기는 회전익뿐만 아니라 항공기의 한쪽으로 흔들리는 움직임을 제어하기 위한 추가 로터를 가질 수 있다.
그러한 상황 하에서는, 항공기가 회전익을 구동하는 메인 기어박스(MGB)와 추가 로터를 구동하는 테일(tail) 기어박스를 가질 수 있다. 메인 터보샤프트 엔진들은 기계적 접속을 거쳐 테일 기어박스를 구동하는 메인 기어박스(MGB)로 메인 기어박스(MGB)를 구동할 수 있다.
그러면 2차 터보샤프트 엔진은 상기 기계적 접속과 맞물릴 수 있다.
그러므로, 고장들을 포함하지 않고, 각각의 특정 비행 스테이지 동안 2차 터보샤프트 엔진에 의해 전달된 파워의 큰 부분은 추가 로터에 의해 사용된다. 추가 파워는 가능하게는 항공기의 성능을 개선하기 위해 회전익에 의해 사용된다.
다른 변형예들에서는, 메인 엔진으로부터 메인 기어박스(MGB)까지 이루어지는 기계적 접속이나 새로운 기계적 접속을 거쳐 메인 기어박스(MGB)에, 2차 터보샤프트 엔진이 접속될 수 있다.
예를 들면, 쌍발 엔진을 가진 회전익 항공기는 2개의 터보샤프트 엔진을 가질 수 있고, 이들 각각은 약 1500킬로와트(㎾)의 최대 연속 파워와, 약 1800㎾의 수퍼컨틴젠시 파워를 발생시킨다.
따라서 엔진 고장이 있는 경우에는, 파워 플랜트가 시간의 제한된 기간 동안 1800㎾의 파워를 발생시킬 수 있다.
본 발명을 구현함으로써, 임의의 수퍼컨틴젠시 파워를 발생시키지 않고, 약 1500㎾의 최대 연속 파워를 각각 발생시켜, 메인 최대 연속 파워의 사용을 위해 그것들의 특정 무게 및 그것들의 특정 소비가 최적화될 수 있는 2개의 메인 터보샤프트 엔진을 사용하는 것이 가능하다.
그렇지만, 본 발명에 따라 2차 터보샤프트 엔진을 추가하는 것은, 예를 들면 적어도 1800㎾의 총 파워에 도달하기 위해, 파워 플랜트가 전달할 수 있는 파워를 증가시키는 것을 가능하게 한다. 2차 터보샤프트 엔진은 또한 크기가 작고, 무게에 있어서의 과도한 증가를 초래하지 않는다. 또한 아래에는 무게에 있어서의 증가가 놀랍게도 작을 수 있다는 점이 보여지고 있다.
항공기는 또한 다음과 같은 특징들을 하나 이상 포함할 수 있다.
예를 들면, 상기 비례 계수는 0.2 내지 0.5의 범위에 있다.
2차 터보샤프트 엔진은 메인 터보샤프트 엔진에 비해 값이 작게 정해진 작은 엔진이다.
위에 주어진 예로 돌아가 보면, 비례 계수가 0.2와 같게 되면 1800㎾의 총 파워에 파워 플랜트가 도달할 수 있게 한다.
비례 계수에 관한 이러한 범위 또한 제한된다. 더 나아가, 비례 계수에 관한 이러한 범위는 단지 기술적인 스킬들의 상상력이 부족한 실행으로부 유래되는 것이 아니라, 본 발명의 단계로부터 생기는 특별한 장점들을 나타낸다.
본 발명의 출원인은 더 이상 파워를 전달하지 않는 2개의 메인 엔진으로 오토로테이션(autorotation)으로 착륙시, 그러한 비례 계수를 나타내는 2차 엔진을 사용하는 것이 그러한 2차 엔진을 가지지 않는 항공기에 비해 하강률을 적어도 2배로 감소시키는 것을 가능하게 한다는 점을 발견하였다. 착륙은 덜 바람직한 조건 하에서 일어날 수 있다.
더 나아가, 각각의 특정 비행 스테이지 동안에는, 제어 시스템이 터보샤프트 엔진들로 하여금 터보샤프트 엔진의 고장이 없을 때 사용하기에 적합한 정상적인 특정 레이팅의 적용시 터보샤프트 엔진들이 동작하게 하도록 조절할 수 있다.
예를 들면, 호버링 비행시, 터보샤프트 엔진은 이륙을 위해 그것들의 정상적인 특정 레이팅으로 작동한다.
그렇게 되면 종래 기술과는 달리 어떠한 컨틴젠시 레이팅도 제공될 필요가 없다.
또 다른 변형예에서는, 각각의 특정 비행 스테이지 동안, 제어 시스템은 터보샤프트 엔진의 고장이 없을 때 사용 가능한 정상적인 특정 레이팅과, 메인 터보샤프트 엔진의 고장이 있는 경우 계속해서 사용 가능한 단일 컨틴젠시 레이팅을 포함하는 특정 레이팅들의 적용시, 3개의 터보샤프트 엔진들로 하여금 작동하게 하도록 3개의 터보샤프트 엔진들을 조절할 수 있다.
이러한 변형예는 예를 들면 연속적인 컨틴젠시 레이팅(OEIcont)과 연관된 종래 기술에서의 제 3 컨틴젠시 특정 레이팅에 해당하는 타입과 같은 단일 컨틴젠시 특정 레이팅을 사용하는 것을 제공한다. 그러한 레이팅은 손상이 거의 없게 또는 전혀 없게 하고, 특히 최대 연속 파워 레이팅(MCP)에 비해 비교적 작은 여분의 오버파워(overpower)를 일으킨다.
게다가, 각각의 터보샤프트 엔진은 기체 발생기를 가지고 항공기는 각 기체 발생기의 회전 속도(Ng)를 측정하기 위한 측정 시스템을 포함할 수 있고, 제어 시스템은 메인 터보샤프트 엔진이 기체 발생기의 회전 속도의 함수로서 2차 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도를 조절함으로써, 각각의 특정 비행 스테이지 동안 2차 터보샤프트 엔진을 조절하도록 측정 시스템과 협력한다. 더 구체적으로, 제어 시스템은 메인 터보샤프트 엔진들의 기체 발생기의 회전 속도들 중 더 높은 것의 함수로서 2차 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도를 조절할 수 있다.
제어 시스템은 2차 터보샤프트 엔진과 기준으로서 사용되는 메인 터보샤프트 엔진의 기체 발생기들에 관해 동일한 회전 속도들을 유발하는 경향이 있을 수 있다.
각각의 특정 비행 스테이지 동안 그리고 메인 터보샤프트 엔진이 고장인 경우에, 메인 터보샤프트 엔진과 2차 터보샤프트 엔진은 고장으로부터 생기는 파워의 손실을 보상하기 위해 가속된다.
그러면, 2차 터보샤프트 엔진의 가속은 매우 빠른데, 이는 메인 터보샤프트 엔진들의 값들에 비해 작은 크기의 2차 터보샤프트 엔진 때문이다. 이러한 빠른 가속은 조종사에게 귀중한 매우 짧은 시간들을 절약해 준다.
게다가, 터보샤프트 엔진들에 의해 전달된 동일하지 않은 파워들에도 불구하고, 이러한 조절은 조종사에게 유사한 제어 파라미터들을 표시하는 것을 가능하게 하는데, 즉 터보샤프트 엔진들의 기체 발생기들의 회전 속도는 실질적으로 동일해야 한다. 예를 들면, 조종사에게 제시된 바와 같은, 엔진들의 기체 터보샤프트 발생기들의 회전 속도는, 이륙 레이팅 동안의 기체 발생기들의 회전 속도의 백분율로서 표현된다.
또한, 항공기는 항공기의 전진 속도를 측정하기 위한 측정 장치를 가질 수 있고, 제어 시스템은 상기 전진 속도가 임계값보다 느릴 때 회전익을 구동하기 위해 2차 터보샤프트 엔진을 사용하도록 측정 시스템과 협력한다.
그러한 상황 하에서는, 상기 특정 비행 스테이지들은 저속으로 비행하는 기간들을 포함한다. 예를 들면, 임계값은 Vy로 알려진 비행에 필요한 최소 파워 속도, 또는 최소 파워 속도(Vy)의 백분율에 해당할 수 있다.
선택적으로, 항공기는 접어 넣을 수 있는 랜딩 기어와, 랜딩 기어가 펴지는지를 결정하기 위한 결정 시스템을 포함하고, 제어 시스템이 랜딩 기어가 펴질 때 회전익을 구동하기 위해 2차 터보샤프트 엔진을 사용하도록 결정 시스템과 협력한다.
저속 비행은 때때로 펴진 랜딩 기어로 수행된다. 그러한 상황 하에서는, 2차 터보샤프트 엔진이 이러한 상황에 있는 항공기의 추진력 및/또는 양력에 관여하기 위해 사용될 수 있다.
항공기는 또한 항공기가 지상에 있는지를 결정하기 위한 결정 장치를 포함할 수 있고, 이 경우 제어 시스템은 항공기가 지상에 있을 때 회전익을 구동하도록 2차 터보샤프트 엔진을 사용하기 위해 결정 장치와 협력한다.
2차 터보샤프트 엔진은 선택적으로는 주차 영역에 항공기를 이동시키기 위해 사용될 수 있다.
또한, 항공기는 선택적으로 전기를 전달하기 위한 보조 파워 유닛을 가지지 않고, 항공기는 각각의 특정 비행 스테이지 동안 외에 전기를 발생시키기 위해, 2차 터보샤프트 엔진과 협력하는 전기 발생기 시스템과, 2차 터보샤프트 엔진을 시동하기에 적합한 17 앰프(amp)-시(hour) 배터리를 포함한다.
그러면 본 발명의 의미상 2차 터보샤프트 엔진을 제공하는 영향이 제한된다.
쌍발 엔진을 가지는 항공기는 일반적으로 보조 파워 유닛과, 적어도 45Ah를 저장할 수 있는 강력한 배터리들을 가진다. 보조 파워 유닛을 제거하고, 그것의 강력한 배터리들을 더 작은 배터리들로 대체하는 것은 무게에 있어서의 무시할 수 없는 절감이 이루어질 수 있게 한다. 이러한 절감은 암페어-아우어(ampere-hour)당 약 1㎏이 절감되는 것이다.
그러한 상황 하에서는, 2차 터보샤프트 엔진이 보조 파워 유닛의 기능을 수행할 수 있다. 2차 터보샤프트 엔진은 17Ah 배터리를 사용하여 지상에서 시동이 걸린다. 2차 터보샤프트 엔진은 항공기가 자체 동력으로 육상에서 이동하는 것을 허용하고, 메인 엔진의 시동이 걸리게 하기에 충분한 전기를 발생시킬 수 있다.
게다가, 어느 특정 비행 스테이지 밖에서는, 2차 터보샤프트 엔진이 또한 전기를 발생시키기 위해 보조 모드에서 또한 작동할 수 있다.
이러한 작동은 선내 전기 네트워크가 고장나는 경우, 또는 예를 들면 제빙 장비와 같은 많은 양의 전기 에너지를 필요로 하는 파워링(powering) 장비용으로 유리할 수 있다.
이를 위해, 상기 제어 시스템은 회전익으로부터 2차 터보샤프트 엔진을 떼어 놓기 위해, 2차 터보샤프트 엔진을 분리하기 위한 분리 시스템을 포함할 수 있다.
전기적 문제의 경우, 2차 터보샤프트 엔진은 회전익 구동 트레인(train)으로부터 분리될 수 있다.
전기 발생 시스템은 2차 터보샤프트 엔진의 스타터-제너레이터(starter-generator)를 포함할 수 있다. 그러한 상황 하에서는, 2차 터보샤프트 엔진을 작동시키는 것은 2차 터보샤프트 엔진에 설치된 스타터-제너레이터를 거쳐 전기를 발생시키는 것을 가능하게 한다.
17Ah 배터리 고장이 잇는 경우에는, 메인 터보샤프트 엔진에 접속된 적어도 하나의 교류 발전기가 반드시 있어야만 하는, 2차 터보샤프트 엔진의 시동을 거는데 필요로 하는 전기를 전달할 수 있다.
종래의 스타터-제너레이터는 24볼트에서 200암페어를 전달할 수 있고, 따라서 예를 들면 제빙 장비에 파워를 공급하기 위해, 또는 실제로는 선내 전기 네트워크에서의 소자들(교류 발전기, 정류기 등)이 고장이 있는 경우 메인 터보샤프트 엔진들의 교류 발전기들을 보충하기 위해 필요한 전기를 유리하게 전달할 수 있다. 전기 네트워크는 특허 문헌 FR 2962404호의 주제를 구성하는 것과 유사할 수 있다.
항공기는 또한 조종사에게 2차 터보샤프트 엔진이 작동 상태로 들어갈 필요가 있다는 것을 알리기 위한 경고 수단을 포함할 수 있다. 그럴 경우 항공기에는 수동 작용(activation) 수단이 제공된다.
2차 터보샤프트 엔진은 또한 제어 시스템에 의해 자동으로 작동 상태로 들어갈 수 있다.
특히, 제어 시스템은 약어인 FADEC로 알려진 종류의 터보샤프트 엔진마다 하나의 전자 조절기 부재를 포함할 수 있고, 이 경우 이들 부재들은 가능하게는 서로 교신을 행한다.
항공기 외에, 본 발명은 전술한 타입의 회전익 항공기를 사용하는 방법을 제공한다.
이러한 방법에서는, 상기 회전익을 구동하기 위해, 항공기에 3개의 터보샤프트 엔진이 설치되고, 상기 3개의 엔진은 발생될 수 있는 메인 파워와 연관된 적어도 하나의 특정 레이팅으로 동작할 수 있고, 동일한 2개의 메인 터보샤프트 엔진을 포함하며, 상기 3개의 터보샤프트 엔진은 또한 0.5 이하인 비례 계수의 적용시, 해당하는 메인 파워에 비례하는 2차 파워를 전달하기 위해, 상기 적어도 하나의 특정 레이팅으로 동작할 수 있는 2차 터보샤프트 엔진을 포함한다.
그러한 상황 하에서는, 터보샤프트 엔진들이 메인 터보샤프트 엔진들 각각이 비행 중에 계속해서 작동하게 하고, 적어도 하나의 기설정된 특정 비행 스테이지 동안 보충물로서 2차 터보샤프트 엔진을 사용함으로써, 회전익을 구동하도록 터보샤프트 엔진들이 제어된다.
이러한 방법은 다음의 특징들 중 하나 이상을 포함할 수 있다.
그러므로, 2차 터보샤프트 엔진은 비례 계수가 0.2 내지 0.5의 범위 내에 있도록 값이 정해질 수 있다.
또한, 각각의 메인 터보샤프트 엔진은 각각의 특정 비행 스테이지 동안 사용되는 최대 이륙 파워와 연관된 정상적인 특정 레이팅과, 최대 연속 파워와 연관된 표준 레이팅으로 작동할 수 있고, 2차 터보샤프트 엔진은 정상적인 특정 레이팅으로 2차 최대 이륙 파워에서 동작할 수 있으며, 일 변형예에서는:
·최대 연속 파워에서 메인 터보샤프트 엔진들의 특정 소비를 최적화시키기 위해, 메인 터보샤프트 엔진들이 이러한 최대 연속 파워의 함수로서 값이 정해진다.
·최대 이륙 파워는 비례 관계의 적용시 최대 연속 파워의 함수로서 값이 정해지고, 이러한 비례 관계는 열역학 법칙들과, 엔진에 관해 요구된 수명에 의해 결정된다.
·2차 최대 이륙 파워는 상기 비례 상수(k)를 적용함으로써 최대 이륙 파워의 함수로서 값이 정해진다.
종래 기술에서는, 터보샤프트 엔진이 그것의 수퍼컨틴젠시 파워의 함수로서 값이 정해진다. 이는 특히 최대 연속 파워로 최적화되지 않은 특정 소비를 가져온다.
본 발명은 메인 터보샤프트 엔진들의 값을 그것들이 전달할 최대 연속 파워의 함수로서 정함으로써, 이러한 편견에 맞선다. 제작자는 이러한 최대 연속 파워를 항공기의 필요로 하는 성능의 함수로서 쉽게 확립할 수 있다.
종래의 관계들을 사용함으로써, 제작자는 메인 최대 이륙 파워를 추론할 수 있다. 메인 최대 이륙 파워는, 예를 들면 최대 연속 파워의 대략 1.11배일 수 있다.
마지막으로, 제작자는 2차 터보샤프트 엔진이 메인 최대 이륙 파워(maxTOP)의 k배와 같은 2차 최대 이륙 파워를 전달할 수 있도록 2차 터보샤프트 엔진의 값을 정한다.
2차 터보샤프트 엔진이 각각의 특정 비행 스테이지 동안에 사용될 때, 고장인 경우를 제외하고는 터보샤프트 엔진이 그것들의 정상적인 특정 레이팅들의 적용시 작동한다.
그렇지만, 2차 터보샤프트 엔진에 의해 이용 가능하게 된 여분의 파워는 메인 터보샤프트 엔진들이 최대 이륙 파워를 전달할 임의의 필요성을 회피한다. 메인 터보샤프트 엔진들에 의해 전달된 파워는 그러한 터보샤프트 엔진들의 값을 정하기 위해 사용된 최대 연속 파워에 가깝다.
선택적으로, 각각의 메인 터보샤프트 엔진은 다른 메인 엔진의 고장이 있는 경우 각 특정 스테이지 동안의 단일 메인 컨틴젠시 파워와 연관된 컨틴젠시 특정 레이팅으로 작동할 수 있고, 2차 터보샤프트 엔진은 2차 최대 컨틴젠시 파워에서의 컨틴젠시 특정 레이팅으로 작동할 수 있다. 그리고:
·메인 컨틴젠시 파워는 비례 규칙의 적용시 최대 연속 파워의 함수로서 값이 정해지고,
·2차 컨틴젠시 파워는 상기 비례 계수를 적용함으로써, 메인 컨틴젠시 파워의 함수로서 값이 정해진다.
메인 컨틴젠시 파워는 예를 들면 메인 최대 이륙 파워(maxTOP)의 대략 1.025배일 수 있다.
그러한 상태 하에서, 2차 터보샤프트 엔진은 메인 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도의 함수로서, 가능하게는 기체 발생기들의 회전 속도들 중 더 빠른 것의 함수로서 2차 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도를 조절함으로써, 각각의 특정 비행 스테이지 동안 조절될 수 있다.
게다가, 2차 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도는 메인 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도 쪽을 향하도록 조절될 수 있다.
예를 들면, 2차 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도는
·기체 발생기에 관한 더 빠른 회전 속도를 발생시키는 상기 메인 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도의 함수로서, 우선 순위 기초로 조절되고,
·기체 발생기의 가장 빠른 회전 속도를 발생시키는 상기 메인 터보샤프트 엔진의 경우에는, 동작시 남아 있는 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도의 함수로서 조절된다.
또한, 2차 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도는 메인 엔진들 모두가 고장인 경우에 회전익의 회전 속도의 함수로서 조절될 수 있다.
게다가, 2차 터보샤프트 엔진은 다음 상황들, 즉
·항공기의 상기 전진 속도가 임계값보다 느릴 때;
·상기 항공기가 접어 넣을 수 있는 랜딩 기어를 포함하고, 상기 2차 엔진이 상기 랜딩 기어가 펴질 때 상기 회전익을 구동하기 위해 사용될 때; 및
·상기 항공기가 지상에 있을 때
중 적어도 하나에서 회전익을 구동하기 위해 사용될 수 있다.
따라서, 2차 터보샤프트 엔진은 이들 상황 중 하나의 존재시에만 사용될 수 있고, 메인 터보샤프트 엔진들은 비행 내내 계속해서 사용된다. 이들 상황 외에는, 2차 터보샤프트 엔진이 정지되거나 쉬는 상태가 되거나, 또는 실제로는 회전이기의 구동 메커니즘으로부터 분리될 수 있다.
하나의 방법에서는, 항공기의 시동을 걸 때, 먼저 시동이 걸리는 것은 2차 터보샤프트 엔진이다. 이 2차 터보샤프트 엔진은 예를 들면 윤활유들이나 실제로는 선실을 예열하기 위한 액세서리들을 구동시킬 수 있다.
항공기의 로터 브레이크는 2차 터보샤프트 엔진을 사용하여 회전익이 구동되는 것을 허용하도록 풀린다. 하아공기는 선택적으로 지상에서는 자체 동력으로 이동할 수 있다.
그 후, 메인 터보샤프트 엔진들이 시동이 걸린다. 이륙시, 모든 3개의 터보샤프트 엔진들이 최대 이륙 파워와 연관된 정상적인 특정 레이팅으로 작동한다. 이러한 3개의 터보샤프트 엔진은 모두 동일한 비율로 그것들의 최대 이륙 파워들에 비례하는 파워를 전달한다.
2차 터보샤프트 엔진의 고장은 메인 터보샤프트 엔진들이 이륙을 보장하기에 충분하다는 의미에서 불발 사건(non-event)을 이룬다.
메인 터보샤프트 엔진이 고장인 경우, 나머지 터보샤프트 엔진들이 초래되는 파워 손실을 보상하기 위해 가속이 이루어질 수 있다. 조종사는 가능하게는 제어 시스템이 터보샤프트 엔진들을 제어하도록 자동으로 작용하면서, 비행 경로를 관리하는데 집중할 수 있다.
순항 비행시, 2차 터보샤프트 엔진은 비행을 보장하기 위해 반드시 필요한 것은 아니다. 2차 터보샤프트 엔진은 정지될 수 있거나, 쉬는 상태로 되게 할 수 있거나, 회전익을 구동하기 위한 메커니즘으로부터 분리될 수 있다. 2차 터보샤프트 엔진이 회전익으로부터 분리되면, 2차 터보샤프트 엔진은 APU 작동 모드에서 사용될 수 있다.
조종사에게 메인 터보샤프트 엔진의 고장을 다루는 것에 있어서의 훈련을 제공하기 위해, 제어 시스템은 2차 터보샤프트 엔진을 사용하면서, 메인 터보샤프트 엔진들 중 하나가 쉬게 할 수 있다.
본 발명과 그것의 장점들은 첨부된 도면들을 참조하고 예시로서 주어진 실시예들의 이어지는 설명의 맥락에서 더 상세히 나타난다.
도 1은 본 발명의 항공기를 도시하는 도면.
도 2는 분리 시스템을 도시하는 도면.
도 3은 터보샤프트 엔진의 특정 소비를 보여주는 도면.
2개 이상의 도면에 도시된 요소들은 그러한 도면들 각각에서 동일한 참조 번호가 주어진다.
도 1은 본 발명을 예시할 목적으로 도식적 방식으로 항공기(1)를 보여준다.
항공기(1)는 양력과 가능하게는 추진력도 제공하기 위한 적어도 하나의 로터(3)를 포함하는 회전익(2)을 가질 수 있다. 또한, 항공기는 특히 항공기의 한쪽으로 흔들리는 움직임을 제어하기 위한 적어도 하나의 추가 로터(4)를 포함할 수 있다.
따라서, 항공기(1)는 회전익(2)을 회전 구동하기 위한 메인 기어박스("MGB":5)와, 추가 로터(4)를 회전 구동하기 위한 2차 기어박스(6)를 가진다. 하워 전송 트레인(7)은 메인 기어박스(MGB:5)를 2차 기어박스(6)에 연결시킨다.
또한, 항공기는 회전익(2)과 추가 로터(4)를 메인 기어박스(5)와 2차 기어박스(6)를 거쳐 회전 상태로 설정할 수 있는 3개의 터보샤프트 엔진(11, 12, 13)을 가진다.
더 구체적으로, 항공기(1)는 특히 2개의 메인 터보샤프트 엔진(11, 12)을 구비한다. 이들 2개의 메인 터보샤프트 엔진(11, 12)은 종래의 기계적 연결부(8)를 거쳐 메인 기어박스(MGB:5)에 연결될 수 있다.
이들 2개의 메인 터보샤프트 엔진(11, 12)은 동일하다. 제작자는 2개의 작동 레이팅, 즉 최대 연속 파워(MCP)와 연관된 표준 레이팅과, "최대 이륙 파워"(maxTOP)라고 부르는 최대 파워와 연관된 정상적인 특정 레이팅에 관해 이들 메인 터보샤프트 엔진들을 설계할 수 있다.
게다가, 제작자는 메인 컨틴젠시 파워(OEIcont)와 연관되는 메인 터보샤프트 엔진들의 작동을 위한 단일 특정 컨틴젠시 특정 레이팅을 제공할 수 있다.
표준 레이팅은 순항 비행 중에 사용되고, 특정 레이팅들은 비행의 기설정된 특정 스테이지들 동안에 사용된다.
항공기는 또한 "2차(secondary)" 터보샤프트 엔진(13)이라고 부르는 제 3 터보샤프트 엔진을 가진다. 이 2차 터보샤프트 엔진은 항공기의 일반적인 균형을 개선하기 위해, 메인 터보샤프트 엔진들에 대해 메인 기어박스(MBGB:5)의 반대측에 위치할 수 있다. 예를 들면, 도 1에서는 메인 터보샤프트 엔진들(11, 12)이 메인 기어박스(MBGB:5)의 오른쪽에 배치될 수 있는데 반해, 2차 터보샤프트 엔진(13)은 메인 기어박스(MBGB:5)의 왼쪽에 배치된다.
2차 터보샤프트 엔진은 기계적 연결부(8) 또는 메인 기어박스(MBGB:5), 또는 파워 전송 트레인(7)에 기계적 파워 전송 시스템(15)에 의해 연결된다.
기계적 파워 전송 시스템(15), 기계적 연결부(8), 및 파워 전송 트레인(7)은 당업자들에 의해 흔히 "파워 전송 구동 트레인"이라고 부른다. 그렇지만, 다양한 트레인들 사이의 임의의 혼란을 회피하기 위해, 다양한 표현들이 사용되고 있다.
회전 속도의 함수로서, 회전 속도를 감소시키기 위한 감속 기어박스들이 항공기에 배치될 수 있음이 이해될 수 있다.
예를 들면, 2차 엔진이 기계적 파워 전송 시스템(15)에 의해 파워 전송 트레인(7)에 연결될 때에는, 감속 기어박스가 파워 전송 트레인(7)에 배치될 수 있다.
또한, 기계적 파워 전송 시스템(15)은 특히 회전익(2)으로부터 2차 터보샤프트 엔진(13)을 분리하기 위한 분리 시스템(90)을 포함할 수 있다. 이 분리 시스템은 과속인 경우, 또는 아래에 설명된 일정한 상황 하에서, 2차 터보샤프트 엔진(13)을 분리시키는 역할을 한다.
분리 시스템(90)은 오버-러닝(over-running) 클러치, 또는 억제될 수 있고, 때때 "해제 가능한 프리휠"이라고 불리는 "프리휠(freewheel)", 보통의 클러치, 또는 실제로는 전자 프리휠을 포함할 수 있다.
도 2에서는, 그러한 전자 휠이 종래의 클러치(91)를 포함한다. 기계적 전송 시스템(15)의 회전 속도가 높기 때문에, 클러치(91)는 합당한 값을 가지는 것일 수 있다.
그러므로, 전자 프리휠은 클러치(91)의 어느 한쪽에 배치된 제 1 포닉 휠(phonic wheel)(92)과 제 2 포닉 휠(93)을 포함한다.
더 구체적으로, 제 1 포닉 휠(92)은 클러치(91)와 2차 터보샤프트 엔진(13) 사이에 개재된다. 제 2 포닉 휠(93)은 클러치(91)와 종래의 프리휠(94) 사이에 배치된다.
포닉 휠들은 클러치로부터 상방과 하방에 위치한 기계적 부분들의 회전 속도를 측정한다. 그러한 상황 하에서는, 클러치가 제작자에 의해 특정된 상황들 동안과, 상기 회전 속도가 슬립(slip) 없이 파워가 전송될 수 있게 할 때에만 맞물린다.
전자 프리휠은 또한, 예를 들면 클러치(91)와 포닉 휠 사이에 배치된 종래의 추가 샤프트를 포함할 수 있다.
그러므로, 정상 모드에서는, 양 포닉 휠들이 동일한 회전 속도를 측정한다. 추가 샤프트는 전자 프리휠을 통해 전송된 토크에서의 반전 신호를 검출하는 것을 가능하게 한다.
그러한 상황 하에서는, 구동 트레인이 2차 터보샤프트 엔진의 회전을 구동시키는 경향이 있을 때 클러치가 열린다.
도 1을 참조하면, 2차 터보샤프트 엔진은 특정 레이팅들을 수행하면서, 메인 터보샤프트 엔진들을 보충하기 위해 작동하도록 설계된다.
특정 레이팅을 수행할 때, 2차 터보샤프트 엔진(13)은 0.5 이하인 비례 상수(k)로 메인 터보샤프트 엔진(11, 12)으로부터의 해당하는 메인 파워(maxTOP, OEIcont)에 비례하는 2차 파워(maxTOP', OEIcont')를 전달한다.
이러한 비례 상수(k)는 가능하게는 0.2 내지 0.5의 범위에 있을 수 있다.
그러한 상황 하에서는, 제작자가 최대 이륙 파워(maxTOP)의 k배와 같은 최대 이륙 2차 파워(maxTOP')와 연관된 정상적인 특정 레이팅과, 가능하게는 메인 컨틴젠시 레이팅(OEIcont)의 k배와 같은 2차 컨틴젠시 레이팅(OEIcont')과 연관된 컨틴젠시 특정 레이팅으로 작동하도록 2차 터보샤프트 엔진을 제공할 수 있다.
따라서, 항공기는 터보샤프트 엔진들을 제어하기 위한 제어 시스템(20)을 가진다. 이 제어 시스템(20)은 풀 오소리티 디지털 엔진 제어(FADEC: full authority digital engine control)과 같이, 터보샤프트 엔진마다 하나의 전자 조절기 부재(21, 22, 23)를 포함할 수 있다.
항공기에 양력 그리고 가능하게는 추진력을 제공하기 위해, 제어 시스템(20)은 비행 내내 계속해서 메인 터보샤프트 엔진(11, 12) 각각을 사용하고, 적어도 기설정된 특정 비행 스테이지 동안 2차 터보샤프트 엔진(13)으로 메인 터보샤프트 엔진(11, 12)을 보충한다.
이를 위해, 전자 조절기 부재들은 서로 교신을 행하고, 항공기가 특정 비행 스테이지에 있는지 여부를 결정하기 위한 요소들과 교신을 행한다.
일 변형예에서, 제어 시스템은 전자 조절기 부재들과 교신하고, 항공기가 특정 스테이지에서 비행하는지를 결정하기 위한 요소들과 교신을 행하는 프로세서 유닛(25)을 포함할 수 있다.
예를 들면, 항공기는 적어도 다음과 같은 요소들을 가질 수 있다.
·항공기의 전진 속도를 측정하기 위한 종래의 측정 장치(440)로서, 상기 제어 시스템은 이러한 측정 시스템과 교신을 행한다;
·접어 넣을 수 있는 랜딩 기어가 펴지는지를 결정하기 위한 결정 시스템(50)으로서, 상기 제어 시스템은 이러한 결정 시스템과 교신을 행한다;
·항공기가 지상에 있는지를 결정하기 위한 결정 장치(60)로서, 상기 제어 시스템은 이러한 결정 장치와 교신을 행한다.
그러므로, 변형예에 따라, 2차 터보샤프트 엔진은 다음과 같은 특정 비행 스테이지들, 즉
·항공기의 전진 속도가 임계값보다 느릴 때;
·접어 넣을 수 있는 랜딩 기어를 가지는 항공기에 있어서, 랜딩 기어가 펴질 때;
·항공기가 지상에 서 있을 때
중 적어도 하나에서 회전익을 구동하기 위해 사용된다.
따라서, 특정 스테이지 밖에서는, 2차 터보샤프트 엔진이 회전익을 구동하기 위해 사용되지 않는다. 2차 터보샤프트 엔진은 정지되거나, 쉬는 상태가 되거나, 실제로는 분리 시스템(90)을 통해 분리될 수 있다.
메인 터보샤프트 엔진들은 그것들의 표준 레이팅으로 동작한다.
이와는 대조적으로, 특정 스테이지들 동안에는, 메인 터보샤프트 엔진들과 2차 터보샤프트 엔진이 동일한 특정 레이팅으로 사용된다.
더 구체적으로, 메인 터보샤프트 엔진과 2차 터보샤프트 엔진은 정상적인 특정 레이팅으로 작동하도록 사용된다.
고장이 있는 경우에, 작동 중에 있는 메인 터보샤프트 엔진이 그것의 최대 이륙 파워 또는 실제로는 그것의 메인 컨틴젠시 파워에 도달하기 위해 가속된다면, 2차 터보샤프트 엔진 역시 각각 2차 최대 이륙 파워 또는 2차 컨틴젠시 파워에 도달하기 위해 나란히 가속된다. 2차 엔진이 조절되는 방식은 간단하고, 조종사에게 추가적인 작업 부하를 초래하지 않는다.
메인 터보샤프트 엔진의 고장이 없는 경우에는, 제어 시스템(20)이 터보샤프트 엔진들이 정상적인 특정 레이팅으로 작동하게끔 터보샤프트 엔진들을 조절한다.
적용 가능한 경우, 그리고 메인 터보샤프트 엔진의 고장이 있는 경우에는, 제어 시스템(20)이 작동 중에 있는 터보샤프트 엔진들로 하여금 컨틴젠시 특정 레이팅으로 작동하도록 작동 중에 있는 터보샤프트 엔진들을 조절한다.
터보샤프트 엔진들을 조절하기 위해, 각각의 터보샤프트 엔진(11, 12, 13)이 기체 발생기를 가지고 있다고 하면, 항공기(1)에는 각 기체 발생기의 회전 속도(Ng)를 측정하기 위한 측정 시스템이 제공된다. 이러한 측정 시스템은 3개의 엔진에 배치된 종래의 측정 기구들(31, 32, 33)을 포함할 수 있다.
그러면, 제어 시스템(20)은 메인 터보샤프트 엔진(11, 12)의 기체 발생기의 회전 속도의 함수로서 2차 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도를 조절하도록 각각의 특정 스테이지 동안 측정 시스템과 교신을 행하나다.
따라서, 2차 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도가 메인 엔진의 기체 발생기의 회전 속도 쪽으로 향하게끔 2차 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도를 조절하는 것이 가능하다.
메인 터보샤프트 엔진들은 종래의 기술을 사용하여, 예를 들면 회전익의 회전 속도에 관한 설정점의 함수로서 조절된다. 이와는 대조적으로, 2차 터보샤프트 엔진은 그것의 기체 발생기가 메인 엔진의 기체 발생기의 회전 속도와 동일한 회전 속도에 도달하게끔 조절된다.
특히, 2차 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도는 메인 터보샤프트 엔진들 중 더 빠른 것의 기체 발생기의 회전 속도의 함수로서 우선 순위에 기초하여 조절된다.
이러한 엔진 고장의 경우, 작동 중에 있는 메인 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도의 함수로서 조절이 수행된다.
또한, 2차 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도는 메인 터보샤프트 엔진들 모두가 고장인 경우에 회전익의 회전 속도의 함수로서 조절될 수 있다.
터보샤프트 엔진의 고장은 일상적인 기술들을 사용하는 조절기 부재에 의해 검출될 수 있다는 점이 주목되어야 한다.
또한, 항공기(1)는 전기를 전달하기 위한 보조 파워 유닛(APU)을 가질 필요가 없다. 항공기(1)는 2차 엔진의 시동을 걸기 위해 또는 전기를 발생시키기 위해 2차 터보샤프트 엔진의 이동 가능한 부재와 맞물리는 전기 발생기 시스템(70)을 가질 수 있다. 이러한 전기 발생기 시스템(70)은 또한 2차 터보샤프트 엔진의 시동을 걸기에 적합한 17 암페어-시(amp-hour) 배터리(80)로 교신을 행할 수 있다.
도 3을 참조하면, 곡선(100)은 터보샤프트 엔진의 특정 소비를 나타낸다. 즉, 이 곡선은 가로좌표를 따라 터보샤프트 엔진에 의해 발생된 파워를 그리고 있고, 세로좌표에는 특정 소비를 그리고 있는 그래프 상에 도시되어 있고, 특정 소비가 발생된 파워가 증가함에 따라 감소하는 것을 알 수 있다.
그러므로, 본 발명은 새로운 방식으로 메인 터보샤프트 엔진들의 값을 정하는 것을 가능하게 한다.
높은 파워들을 요구하는 컨틴젠시 레이팅을 제거함으로서, 제작자는 전달되어야 할 최대 연속 파워(MCP)의 함수로서 메인 터보샤프트 엔진들(11, 12)의 값을 정할 수 있다.
그러한 상황 하에서는, 제작자가 그것들로부터 메인 엔진들에 관한 최대 이륙 파워(maxTOP)를 추론할 수 있고, 가능하게는 종래의 규칙들을 사용하는 메인 컨틴젠시 파워(OEIcont)도 추론할 수 있다.
이들 3개의 파워는 서로 가깝고, 현재 상태의 기술 수준에 비해 최소화되는 특정 소비에 있어서의 변화(200)를 일으킨다는 점이 발견된다.
그러한 상황 하에서는, 제작자가 2차 최대 이륙 파워(maxTOP')를 결정함으로써, 2차 터보샤프트 엔진의 값을 정하고, 적절하게는 선택된 비례 계수(k)를 적용함으로써, 2차 컨틴젠시 파워(OEIcont')의 값을 정한다.
물론, 본 발명은 그것이 구현되는데 있어서, 다수의 변형예를 가질 수 있다. 비록 몇몇 실시예가 위에서 설명되었지만, 모든 가능한 실시예를 빠짐없이 확인하는 것이 가능하지 않을 수 있다는 점이 즉시 이해된다. 물론 본 발명의 영역을 넘어서지 않고 등가 수단에 의해 설명된 수단 중 임의의 것을 대체하는 것을 생각하는 것이 물론 가능하다.

Claims (19)

  1. 회전익(2)과, 상기 회전익(2)을 구동하기 위한 3개의 터보샤프트 엔진(11, 12, 13)을 가지는 항공기(1)로서,
    ·상기 3개의 터보샤프트 엔진은 동일한 2개의 메인 터보샤프트 엔진(11, 12)을 포함하고, 각각의 메인 터보샤프트 엔진은 발생될 수 있는 메인 파워(maxTOP, OEIcont)와 연관되는 적어도 하나의 특정 레이팅으로 동작할 수 있고;
    ·상기 3개의 터보샤프트 엔진은 또한 0.5 이하인 비례 계수(k)의 적용시, 해당하는 메인 파워(maxTOP, OEIcont)에 비례하는 2차 파워(maxTOP', OEIcont')를 전달함으로써, 상기 적어도 하나의 특정 레이팅으로 동작할 수 있는 2차 터보샤프트 엔진(13)을 포함하고, 상기 2차 파워는 상기 메인 터보샤프트 엔진에 의해 발생된 메인 파워에 상기 비례 계수(k)가 곱해진 것과 같고;
    ·상기 항공기는 각 메인 터보샤프트 엔진(11, 12)이 비행 동안 계속해서 동작하게 하고, 비행의 적어도 하나의 기설정된 특정 스테이지 동안 보충적으로 상기 2차 엔진(13)이 동작하게 함으로써, 상기 회전익을 구동시키기 위한 제어 시스템(20)을 포함하고,
    상기 비례 계수(k)는 0.2 내지 0.5의 범위에 있는, 항공기.
  2. 삭제
  3. 제 1 항에 있어서,
    비행의 각각의 특정 스테이지 동안, 상기 제어 시스템(20)은 상기 터보샤프트 엔진들이 엔진의 고장이 없는 경우에 사용하기 위한 정상적인 특정 레이팅(maxTOP, maxTOP')에서 동작하게 하도록 상기 터보샤프트 엔진들을 조절하는, 항공기.
  4. 제 1 항에 있어서,
    비행의 각 특정 스테이지 동안, 상기 제어 시스템(20)은 상기 3개의 터보샤프트 엔진(11, 12, 13)이, 터보샤프트 엔진의 고장이 없는 경우 이용 가능한 정상적인 특정 레이팅(maxTOP, maxTOP')과, 메인 터보샤프트 엔진(11, 12)의 고장이 있는 경우 계속해서 이용 가능한 단일 컨틴젠시 특정 레이팅(OEIcont, OEIcont')을 포함하는 특정 레이팅들에서 동작하게 하도록 상기 3개의 터보샤프트 엔진(11, 12, 13)을 조절하는, 항공기.
  5. 제 1 항에 있어서,
    각 터보샤프트 엔진(11, 12, 13)은 기체 발생기를 가지고, 상기 항공기는 각 기체 발생기의 회전 속도(Ng)를 측정하기 위한 측정 시스템(31, 32, 33)을 포함하고, 상기 제어 시스템(20)은 메인 터보샤프트 엔진(11, 12)의 기체 발생기의 회전 속도의 함수로서 상기 2차 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도를 조절함으로써, 비행의 각 특정 스테이지 동안 상기 2차 터보샤프트 엔진을 조절하도록 상기 측정 시스템(31, 32, 33)과 협력하는, 항공기.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 항공기는 상기 항공기의 전진 속도를 측정하기 위한 측정 장치(40)를 가지고, 상기 전진 속도가 임계값보다 느릴 때, 상기 회전익을 구동하기 위해 상기 2차 터보샤프트 엔진을 사용하도록, 상기 제어 시스템이 상기 측정 시스템과 협력하는, 항공기.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 항공기는 접어 넣을 수 있는 랜딩 기어와, 상기 랜딩 기어가 펴지는지를 결정하기 위한 결정 시스템을 포함하고, 상기 제어 시스템은 상기 랜딩 기어가 펴질 때 상기 회전익을 구동하기 위해 상기 2차 터보샤프트 엔진을 사용하도록 상기 결정 시스템과 협력하는, 항공기.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 항공기는 상기 항공기가 지상에 있는지를 결정하기 위한 결정 장치(60)를 포함하고, 상기 제어 시스템은 상기 항공기가 지상에 있을 때 상기 회전익을 구동하도록 상기 2차 터보샤프트 엔진을 사용하기 위해 상기 결정 장치와 협력하는, 항공기.
  9. 제 1 항에 있어서,
    상기 항공기는 전기를 전달하기 위한 보조 파워 유닛을 가지지 않고, 상기 항공기는 비행의 각 특정 스테이지 동안 외에 전기를 발생시키기 위해 상기 2차 터보샤프트 엔진과 협력하는 전기 발생기 시스템(70)과, 상기 2차 터보샤프트 엔진을 시동시키기 위한 17 앰프-시간 배터리(80)를 포함하는, 항공기.
  10. 제 1 항에 있어서,
    상기 제어 시스템은 상기 회전익(2)으로부터 상기 2차 터보샤프트 엔진을 분리시키기 위해, 상기 2차 터보샤프트 엔진을 분리하기 위한 분리 시스템(90)을 포함하는, 항공기.
  11. 제 1 항에 따른 회전익 항공기(1)를 사용하는 방법으로서,
    상기 회전익(2)을 구동하기 위해 상기 항공기(1)에 3개의 터보샤프트 엔진(11, 12, 13)이 설치되고, 상기 3개의 터보샤프트 엔진은 동일한 2개의 메인 터보샤프트 엔진(11, 12)을 포함하고, 각각의 메인 터보샤프트 엔진은 발생될 수 있는 메인 파워(maxTOP, OEIcont)와 연관된 적어도 하나의 특정 레이팅으로 동작할 수 있으며, 상기 3개의 터보샤프트 엔진은 또한 0.5 이하의 비례 계수(k)의 적용시, 해당하는 메인 파워에 비례하는 2차 파워(maxTOP', OEIcont')를 전달하기 위해 상기 적어도 하나의 특정 레이팅으로 동작할 수 있는 2차 터보샤프트 엔진(13)을 포함하고, 상기 터보샤프트 엔진은 각각의 메인 엔진(11, 12)이 비행 동안 계속해서 동작하게 하고, 비행의 적어도 하나의 기설정된 특정 스테이지 동안 보충적으로 상기 2차 엔진을 사용함으로써, 상기 회전익을 구동하도록 제어되고,
    상기 2차 터보샤프트 엔진(13)은 상기 비례 계수(k)가 0.2 내지 0.5의 범위에 있도록 값이 정해지는, 회전익 항공기를 사용하는 방법.
  12. 삭제
  13. 제 11 항에 있어서,
    각각의 메인 터보샤프트 엔진(11, 12)은 최대 연속 파워(MCP)와 연관된 표준 레이팅과, 비행의 각 특정 스테이지 동안 사용되는 최대 이륙 파워(maxTOP)와 연관된 정상 특정 레이팅의 적용에서 동작할 수 있고, 상기 2차 터보샤프트 엔진(13)은 상기 정상 특정 레이팅에서 2차 최대 이륙 파워(maxTOP')의 적용을 동작시킬 수 있고,
    ·상기 메인 터보샤프트 엔진(11, 12)은 상기 최대 연속 파워(MCP)에서 상기 메인 터보샤프트 엔진(11, 12)의 특정 소비를 최적화하기 위해, 상기 최대 연속 파워(MCP)의 함수로서 값이 정해지고,
    ·상기 최대 이륙 파워(maxTOP)는 비례 관계의 적용시 상기 최대 연속 파워(MCP)의 함수로서 값이 정해지고,
    ·상기 2차 최대 이륙 파워(maxTOP')는 상기 비례 계수(k)를 적용함으로써, 상기 최대 이륙 파워(maxTOP)의 함수로서 값이 정해지는, 회전익 항공기를 사용하는 방법.
  14. 제 13 항에 있어서,
    각각의 메인 터보샤프트 엔진(11, 12)은 나머지 메인 터보샤프트 엔진의 고장시 각각의 특정 스테이지 동안 단일 메인 컨틴젠시 파워(OEIcont)와 연관된 컨틴젠시 특정 레이팅의 적용시 동작할 수 있고, 상기 2차 터보샤프트 엔진(13)은 2차 컨틴젠시 파워(OEIcont')에서의 컨틴젠시 특정 레이팅의 적용시 동작할 수 있으며,
    ·상기 메인 컨틴젠시 파워(OEIcont)는 비례 규칙의 적용시 상기 최대 연속 파워(MCP)의 함수로서 값이 정해지고,
    ·상기 2차 컨틴젠시 파워(OEIcont')는 상기 비례 계수를 적용함으로써, 상기 메인 컨틴젠시 파워의 함수로서 값이 정해지는, 회전익 항공기를 사용하는 방법.
  15. 제 11 항에 있어서,
    상기 2차 엔진(13)은 메인 터보샤프트 엔진(11, 12)의 기체 발생기의 회전 속도의 함수로서 상기 2차 터보샤프트 엔진(13)의 기체 발생기의 회전 속도를 조절함으로써, 각각의 특정 비행 스테이지 동안 조절되는, 회전익 항공기를 사용하는 방법.
  16. 제 15 항에 있어서,
    상기 2차 터보샤프트 엔진의 상기 기체 발생기의 회전 속도는 메인 엔진의 기체 발생기의 회전 속도 쪽으로 가도록 조절되는, 회전익 항공기를 사용하는 방법.
  17. 제 11 항에 있어서,
    상기 2차 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도는,
    ·기체 발생기에 관한 더 빠른 회전 속도를 발생시키는 상기 메인 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도의 함수로서, 우선 순위 기초로 조절되고,
    ·기체 발생기의 가장 빠른 회전 속도를 발생시키는 상기 메인 터보샤프트 엔진의 경우에는, 동작시 남아 있는 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도의 함수로서 조절되는, 회전익 항공기를 사용하는 방법.
  18. 제 17 항에 있어서,
    상기 2차 터보샤프트 엔진의 기체 발생기의 회전 속도는, 메인 터보샤프트 엔진 모두가 고장인 경우 회전익의 회전 속도의 함수로서 조절되는, 회전익 항공기를 사용하는 방법.
  19. 제 11 항에 있어서,
    상기 2차 터보샤프트 엔진은 다음과 같은 특정 비행 스테이지, 즉
    ·항공기의 전진 속도가 임계값보다 느릴 때;
    ·상기 항공기가 접어 넣을 수 있는 랜딩 기어를 포함하고, 상기 2차 엔진이 상기 랜딩 기어가 펴질 때 상기 회전익을 구동하기 위해 사용될 때; 및
    ·상기 항공기가 지상에 있을 때
    중 적어도 하나에서 상기 회전익을 구동하기 위해 사용되는, 회전익 항공기를 사용하는 방법.
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