KR101625148B1 - A dual type flight control system - Google Patents

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Abstract

본 발명은 헬리콥터 비행 조종 장치에 관한 것으로, 조종 입력부, 상기 조종 입력부와 기계적으로 연결되어 상기 조종 입력부의 조작에 의해 구동하는 제1 구동부재, 상기 조종 입력부의 조작에 대응되는 입력 신호에 근거하여 전기적으로 제어되는 제2 구동 부재, 상기 제1 구동부재 및 상기 제2 구동부재가 각각 연결되며 상기 제1 구동부재 또는 제2 구동부재의 구동시 발생하는 변위를 작동기 방향으로 전환시키도록 동작하는 링크 부재를 포함하는 헬리콥터 비행 조종 장치를 제공한다.
본 발명에 의할 경우, 전자식 비행 시스템을 적용함에 있어 안전성이 검증된 기계식 비행 시스템과 병용 가능하게 구성함으로서, 새로운 헬리콥터 비행 제어시스템 개발시 위험도를 감소시키는 것이 가능하며, 새로운 비행 제어 시스템의 적용 및 성숙도를 충분히 검증할 수 있는 장점이 있다.[0001] The present invention relates to a helicopter flight control device, which comprises a steering input section, a first driving member mechanically connected to the steering input section and driven by operation of the steering input section, A second driving member which is connected to the first driving member and the second driving member and is operated to switch a displacement generated in driving the first driving member or the second driving member to the actuator direction, And a helicopter flight control device.
According to the present invention, it is possible to reduce the risk in developing a new helicopter flight control system by using the electronic flight system in combination with a safety-proven mechanical flight system, There is an advantage that the maturity can be fully verified.

Figure R1020140057928
Figure R1020140057928

Description

듀얼식 헬리콥터 비행 조종 장치 {A DUAL TYPE FLIGHT CONTROL SYSTEM}{DUAL TYPE FLIGHT CONTROL SYSTEM}

본 발명은 헬리콥터 비행 조종 장치에 관한 것으로, 보다 상세하게는 서로 상이한 방식으로 동작하는 복수의 조종 모드를 이용하여 헬리콥터의 비행을 조종할 수 있는 헬리콥터 비행 조종 장치에 관한 것이다.The present invention relates to a helicopter flight control device, and more particularly, to a helicopter flight control device capable of controlling a flight of a helicopter using a plurality of control modes operating in different ways.

비행 조종 장치는 항공기의 비행 특성을 조종하는 장치로, 조종 신호가 입력되는 방식에 따라 기계식 조종 방식과 전자식 조종 방식으로 구분될 수 있다.A flight control device is a device that controls the flight characteristics of an aircraft and can be classified into a mechanical control mode and an electronic control mode according to the manner in which the control signal is input.

기계식 조종 방식은 조종사가 조종간을 움직이면 조종간으로부터 연결되는 기계식 링키지를 통해 조종 명령이 기계적으로 전달되는 방식으로, 기계식 링키지를 구성하는 구조들에 의해 기체의 무게가 증가하는 단점이 있고, 임무 효율 및 비행 조종 성능을 향상시키는데 한계가 있었다.The mechanical manipulation method is a method in which the manipulation command is mechanically transmitted through the mechanical linkage connected from the manipulator when the pilot moves the manipulator, and there is a disadvantage that the weight of the airframe is increased by the structures constituting the mechanical linkage. There was a limit in improving the steering performance.

종래의 기계식 조종 방식을 대체한 전자식 조종 방식(FBW Flight control system; Fly-By-Wire control system)은 조종사의 조종 입력을 전기적인 신호로 변경하여 조종면에 전기 신호를 전달하여 조종하는 방식이다. 이러한 전자식 조종 방식은 별도의 비행 조종 컴퓨터를 구비하여 전기적 신호로 입력되는 조종 입력을 대해 연산을 수행한 후 연산된 결과에 따라 전기 구동 방식으로 구동하는 각종 장치를 제어한다. 이러한 전자식 조종 방식을 적용한 비행 제어 시스템은 특허공개공보 1994-7002292호에도 개시되어 있다.The FBW Flight Control System (FBW), which replaces the conventional mechanical steering system, is a system that changes the pilot's steering input to an electrical signal and transfers the electric signal to the steering surface. Such an electronic control system includes a separate flight control computer and performs various calculations on a control input inputted as an electrical signal and controls various devices driven by an electric drive according to the calculated result. A flight control system using such an electronic control system is also disclosed in Patent Publication No. 1994-7002292.

최근 들어 전자식 조종 방식을 적용하여 조종성을 향상하기 위한 많은 연구 개발이 진행되고 있다. 다만, 전자식 조종 방식은 비행 조종 컴퓨터가 항공기 조종의 전적인 권한을 가지므로 오작동시 추락 사고 등의 위험이 존재하기 때문에, 전자식 조종 시스템을 연구 개발하는 단계에서 이러한 안전상의 문제를 해결할 필요가 있다.In recent years, a lot of research and development has been carried out to improve the maneuverability by applying the electronic control system. However, since the electronic control system has the authority of the flight control computer to control the aircraft, there is a risk of a crash when a malfunction occurs. Therefore, it is necessary to solve such a safety problem at the stage of research and development of the electronic control system.

특허공개공보 1994-7002292호(1994. 7. 28 공개)Patent Publication No. 1994-7002292 (published on July 28, 1994)

본 발명은 새로운 비행 제어 시스템을 적용함에 있어서 안전성을 확보할 수 있도록, 기존의 비행 안정성이 확인된 기계식 비행 제어 시스템에 새로운 비행 제어 시스템을 추가로 장착한 듀얼식 헬리콥터 비행 조종 장치를 제공하기 위함이다.The present invention is to provide a dual-type helicopter flight control system in which a new flight control system is additionally provided in a mechanical flight control system in which a conventional flight stability is confirmed so as to secure safety in applying a new flight control system .

본 발명은 전술한 목적을 달성하기 위해, 조종 입력부, 상기 조종 입력부와 기계적으로 연결되어 조종 입력부의 조작에 의해 구동하는 제1 구동부재, 조종 입력부의 조작에 대응되는 입력 신호에 근거하여 전기적으로 제어되는 제2 구동 부재, 제1 구동부재 및 제2 구동부재가 각각 연결되며 제1 구동부재 또는 제2 구동부재의 구동시 발생하는 변위를 작동기 방향으로 전환시키도록 동작하는 링크 부재를 포함하는 헬리콥터 비행 조종 장치를 제공한다.In order to achieve the above object, according to the present invention, there is provided a control apparatus comprising a steering input unit, a first driving member mechanically connected to the steering input unit and driven by an operation of the steering input unit, And a link member which is connected to the second driving member, the first driving member and the second driving member, and which is operative to switch the displacement generated in the driving of the first driving member or the second driving member to the actuator direction, Provides a steering device.

여기서, 조종 입력부의 입력 신호를 전기적 신호로 변환하고, 전기적 신호에 근거하여 제2 구동부재를 제어하는 전자식 제어부를 더 포함할 수 있다.The electronic control unit may further include an electronic control unit for converting an input signal of the steering input unit into an electrical signal and controlling the second driving member based on the electrical signal.

그리고, 제1 구동부재는 유압 액츄에이터를 포함하여 구성되고, 제2 구동부재는 전자기 액추에이터(electromagnetic actuator)를 포함하여 구성될 수 있다.And, the first driving member may be configured to include a hydraulic actuator, and the second driving member may be configured to include an electromagnetic actuator.

나아가, 제1 조종 모드에서는 조종 입력부로부터 전달되는 기계적인 동작에 의해 제1 구동 부재가 상기 링크 부재를 동작시키고, 제2 조종 모드에서는 전자식 제어부의 제어에 의해 제2 구동 부재가 구동하여 링크 부재를 동작시킬 수 있다.Further, in the first steering mode, the first driving member operates the link member by a mechanical operation transmitted from the steering input unit, and in the second steering mode, the second driving member is driven by the control of the electronic control unit, .

이때, 제1 조종 모드 중 제2 구동 부재는 제1 구동 부재가 링크 부재를 동작시킬 수 있도록 해제 상태를 유지할 수 있다.At this time, the second driving member of the first steering mode can maintain the released state so that the first driving member can operate the link member.

그리고, 제2 조종 모드 중 제2 구동 부재의 구동에 의해 링크 부재와 연결된 제1 구동 부재가 동작하도록 구성될 수도 있다.The first driving member connected to the link member may be configured to operate by driving the second driving member in the second steering mode.

한편, 제1 조종 모드 또는 제2 조종 모드를 선택하는 조종 모드 선택부를 더 포함하여 구성될 수 있다.The controller may further include a steering mode selection unit for selecting the first steering mode or the second steering mode.

그리고, 링크 부재는 벨 크랭크인 것을 특징으로 하고, 제1 구동 부재 및 제2 구동 부재는 링크 부재의 일측에 연결되어 직선 방향으로 신축되도록 구성되며, 제1 구동 부재와 제2 구동 부재는 서로 평행한 방향으로 신축되도록 설치될 수 있다.The first driving member and the second driving member are connected to one side of the link member and are configured to expand and contract in a linear direction, and the first driving member and the second driving member are parallel to each other As shown in Fig.

그리고, 링크 부재의 타측에는 작동기 레버 측에 연결되는 작동기 로드가 설치되어, 제1 구동 부재 또는 제2 구동 부재 동작시 작동기 레버를 이동시켜 작동기를 조종하도록 구성된다.An actuator rod connected to the actuator lever side is provided on the other side of the link member so as to move the actuator lever when the first drive member or the second drive member is operated to steer the actuator.

일 예로, 작동기 레버는 메인 로터의 회전 내용을 조종하는 것일 수도 있고, 또는 테일 로터의 회전 내용을 조종하는 것일 수도 있다.In one example, the actuator lever may be to manipulate the rotational content of the main rotor, or may be to manipulate the rotational content of the tail rotor.

본 발명에 의할 경우, 전자식 비행 시스템을 적용함에 있어 안전성이 검증된 기계식 비행 시스템과 병용 가능하게 구성함으로써, 새로운 헬리콥터 비행 제어시스템 개발시 위험도를 감소시킬 수 있으며, 새로운 비행 제어 시스템의 적용 및 성숙도를 충분히 검증할 수 있는 장점이 있다.According to the present invention, it is possible to reduce the risk in the development of a new helicopter flight control system by configuring the electronic flight system to be used in combination with the safety-verified mechanical flight system. Also, the application of the new flight control system and the maturity Can be verified sufficiently.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 헬리콥터 및 이에 구비되는 비행 조종 장치를 도시한 도면,
도 2는 도 1의 비행 조종 장치의 구성을 도시한 블록도,
도 3은 도 1에서 A 부분을 도시한 단면도이고,
도 4는 도 1에서 B 부분을 도시한 단면도이다.FIG. 1 is a view illustrating a helicopter and a flight control apparatus provided therein according to an embodiment of the present invention; FIG.
FIG. 2 is a block diagram showing the configuration of the flight control device of FIG. 1;
FIG. 3 is a cross-sectional view showing a portion A in FIG. 1,
4 is a cross-sectional view showing a portion B in Fig.

이하에서는 도면을 참고하여 본 발명의 실시예에 따른 헬리콥터 조종 장치에 대해 구체적으로 설명하도록 한다. 아래의 설명에서 각 구성요소의 위치관계는 원칙적으로 도면을 기준으로 설명한다. 그리고 도면은 설명의 편의를 위해 발명의 구조를 단순화하거나 필요할 경우 과장하여 표시될 수 있다. 따라서 본 발명이 이에 한정되는 것은 아니며 이 이외에도 각종 장치를 부가하거나, 변경 또는 생략하여 실시할 수 있음은 물론이다.Hereinafter, a helicopter steering apparatus according to an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the drawings. In the following description, the positional relationship of each component is principally described based on the drawings. The drawings may be simplified for simplicity of the description or exaggerated when necessary. Therefore, the present invention is not limited thereto, and it is needless to say that various devices may be added, changed or omitted.

그리고, 본 실시예에서는 단일 로터 타입(single rotor type)의 헬리콥터에 사용되는 조종 장치를 중심으로 설명하나 본 발명이 이에 한정되는 것은 아니며, 단일 로터 타입 이외의 회전익 항공기 또는 고정익 항공기에 사용되는 조종 장치에도 적용될 수 있음을 앞서 밝혀둔다.In the present embodiment, a steering device used in a single rotor type helicopter is mainly described. However, the present invention is not limited to this, As shown in FIG.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 헬리콥터(1) 및 이에 구비되는 비행 조종 장치(100)를 도시한 도면이다. 도 1에 도시된 바와 같이, 헬리콥터는 동체(10), 동체의 상부에 설치되는 메인 로터(main rotor)(20), 동체(10)의 단부쪽으로 돌출되는 핀에 장착되는 테일 로터(tail rotor)(30), 그리고 메인 로터(20) 및 테일 로터(30)의 운전을 조종하는 비행 조종 장치(100)를 포함하여 구성된다.FIG. 1 is a view illustrating a helicopter 1 and a flight control apparatus 100 provided therein according to an embodiment of the present invention. 1, the helicopter includes a body 10, a main rotor 20 installed on the upper part of the body, a tail rotor mounted on a pin protruding toward the end of the body 10, (30), and a flight control device (100) for controlling operation of the main rotor (20) and the tail rotor (30).

동체(10)는 헬리콥터의 외관 및 프레임을 형성하고, 전방에는 조종수가 탑승하는 조종실(11)이 형성된다. 그리고, 동체(10)의 내측 및 외측에는 메인 로터(20), 테일 로터(30), 비행 조종 장치(100) 등의 각종 구성요소가 설치될 수 있다.The body 10 forms an outer appearance of the helicopter and a frame, and a cockpit 11 on which a pilot is boarded is formed at the front. Various components such as the main rotor 20, the tail rotor 30, and the flight control device 100 may be installed inside and outside the body 10.

메인 로터(20)는 동체(10)의 상부에 회전 가능하게 설치되어, 동체(10)를 부양하고 추진하기 위한 양력 및 추력을 제공한다. 테일 로터(30)는 동체(10)의 단부에 회전 가능하게 설치되어, 메인 로터(20)에 의해 동체에 발생되는 토크(torque)에 대해 균형을 맞출 수 있도록 동체(10)에 토크 반작용을 발생시키는 역할을 수행한다. 이러한 메인 로터(20) 및 테일 로터(30)의 구성은 일반적으로 널리 알려진 기술이므로, 구체적인 설명은 생략하도록 한다.The main rotor 20 is rotatably installed on the upper portion of the moving body 10 to provide lifting and thrust for lifting and pushing the moving body 10. [ The tail rotor 30 is rotatably installed at the end of the moving body 10 and generates torque reaction to the moving body 10 so as to balance the torque generated in the moving body by the main rotor 20 . Since the configuration of the main rotor 20 and the tail rotor 30 is generally known, a detailed description thereof will be omitted.

비행 조종 장치(100)는 동체(10) 내측에 설치되어 메인 로터(20) 및 테일 로터(30)의 운전을 조종하기 위한 구성이다. 도 1에 도시된 바와 같이, 비행 조종 장치(100)는 동체(10)의 조종실(11)로부터 길이 방향 따라 동체(10)의 후단까지 연장 설치되며, 이하에서는 도 2를 참조하여 본 실시예에 따른 비행 조종 장치를 보다 구체적으로 설명하도록 한다.The flight control device 100 is provided inside the moving body 10 to control the operation of the main rotor 20 and the tail rotor 30. 1, the flight control device 100 is provided extending from the cockpit 11 of the moving body 10 to the rear end of the moving body 10 in the longitudinal direction. Hereinafter, referring to FIG. 2, The flight control device according to the present invention will be described more specifically.

도 2는 도 1의 비행 조종 장치의 구성을 도시한 블록도이다. 도 2에 도시된 바와 같이, 비행 조종 장치(100)는 조종 입력부(110), 기계식 조종부(120), 전자식 조종부(130), 링크 부재(140)를 포함하여 구성될 수 있다. 다만, 도 1에서는 링크 부재가 메인 로터 측에 3개, 테일 로터 측에 1개가 구비되는 구조를 도시하고 있으나, 도 2에서는 설명의 편의를 위해 비행 조종 장치에 구비되는 복수개의 링크 부재 중 하나의 링크 부재를 중심으로 설명함을 밝혀둔다.2 is a block diagram showing the configuration of the flight control apparatus of FIG. 2, the flight control apparatus 100 may include a steering input unit 110, a mechanical steering unit 120, an electronic steering unit 130, and a link member 140. In FIG. 1, three link members are provided on the main rotor side and one link member is provided on the tail rotor side. In FIG. 2, for convenience of explanation, one of the plurality of link members provided in the flight control apparatus And the link member is mainly described.

조종 입력부(110)는 비행 중 조종사가 직접 비행 내용을 조종하기 위해 조종 입력을 수행하는 구성이다. 이러한 조종 입력부(110)는 동체(10)의 조종실(11)에 구비되며, 조종사가 조작할 수 있는 스틱, 페달 등의 구조로 구성될 수 있다.The steering input unit 110 is a configuration in which the pilot inputs the steering input for directing the flight contents during flight. The steering input unit 110 is provided in the cockpit 11 of the body 10 and may be structured as a stick, a pedal, etc., which the pilot can manipulate.

조종 입력부(110)는 사이클릭 조종계통(111), 컬렉티브 조종계통(112) 및 요 조종계통(113)을 포함하여 구성될 수 있으며, 각각의 조종계통의 조작을 통해 동체(10)의 피칭(pitching), 요잉(yawing), 롤링(rolling) 모멘트 등에 대한 조종 내용을 발생시킨다. 여기서, 각각의 조종 계통의 구성 및 조종 내용은 일반적으로 널리 알려진 사항이므로, 구체적인 설명은 생략하도록 한다.The steering input unit 110 may include a cyclic steering system 111, a collective steering system 112 and a yaw control system 113, yawing, rolling moment, and the like. Here, the configuration and control contents of each control system are generally well-known matters, and a detailed description thereof will be omitted.

조종 입력부(110)를 통해 발생되는 조종 입력은, 도 2에 도시된 바와 같이, 기계식 조종부(120) 또는 전자식 조종부(130)를 통해 링크 부재(140)로 전달된다. The steering input generated through the steering input unit 110 is transmitted to the link member 140 through the mechanical steering unit 120 or the electronic steering unit 130 as shown in FIG.

기계식 조종부(120)는 조종 입력부(110)의 일단으로부터 링크 부재(140)의 일단까지 기계적으로 연결되어, 조종 입력부(110)로부터 입력되는 조종 입력을 기계적 방식으로 링크 부재(140)에 전달하도록 구성된다.The mechanical control unit 120 is mechanically connected from one end of the steering input unit 110 to one end of the link member 140 to transmit the steering input inputted from the steering input unit 110 to the link member 140 in a mechanical manner .

여기서, 기계적 방식으로 연결된다고 함은, 조종 입력이 조종수가 조종 입력부를 조종하게 되면, 조종 입력부의 움직임 자체가 기계식 조종부와 순차적으로 연동하여 조종 입력을 전달하는 방식을 의미할 수 있다. 이러한 기계식 조종부는 유압 구조 등을 비롯한 다양한 기계식 링키지(linkage) 구조로 구성될 수 있다. 그리고, 기계식 링키지(121)의 일단에는 링크 부재(140)와 연결되는 제1 구동 부재(122)가 설치되고, 기계식 링키지(121)에 의해 제1 구동 부재(122)가 구동하도록 구성될 수 있다.Here, when the steering input is connected by a mechanical method, it means that the steering operation of the steering input unit is sequentially interlocked with the mechanical steering unit and the steering input is transmitted when the steering input controls the steering input unit. Such a mechanical control unit may be configured with various mechanical linkage structures including a hydraulic structure and the like. One end of the mechanical linkage 121 may be provided with a first driving member 122 connected to the link member 140 and the first driving member 122 may be driven by the mechanical linkage 121 .

일 예로 기계식 링키지(121)는 유압에 의해 동작하는 회로로 구성될 수 있고, 제1 구동 부재(122)는 유압 액추에이터로 구성될 수 있다. 예를 들어, 조종사가 조종 입력부를 움직이면 이러한 움직임에 의해 작은 유압 밸브가 열리고, 이와 연결된 유압관을 통해 조종면에 있는 유압 작동기로 힘이 전달될 수 있다. 그리고 이러한 힘에 의해 더 큰 유압 밸브를 개방하고, 이로 인해 가해지는 유압에 의해 제1 구동 부재가 동작하도록 구성될 수 있다.For example, the mechanical linkage 121 may be constituted by a circuit operated by hydraulic pressure, and the first driving member 122 may be constituted by a hydraulic actuator. For example, if the pilot moves the steering input, this movement opens a small hydraulic valve and forces can be transmitted to the hydraulic actuator on the steering surface through the hydraulic pipe connected to it. And by this force, the larger hydraulic valve is opened and the first driving member is operated by the applied hydraulic pressure.

본 실시예에 따른 기계식 조종부(120)는 조종사가 조종하는 조종 입력부의 움직임을 그대로 반영하여 동작하도록 구성되는 것도 가능하며, 별도의 CAS(control augment system)를 더 구비하여 조종 입력부의 움직임에 연동하여 동작하되 보조적으로 전자 신호에 의한 동작 보정이 이루어지도록 구성하는 것도 가능하다.The mechanical control unit 120 according to the present embodiment may be configured to operate by reflecting the movement of the steering input unit controlled by the pilot, and may further include a separate control augment system (CAS) But it is also possible to constitute such that the operation correction by the electronic signal is carried out additionally.

한편, 전자식 조종부(130)는 조종 입력부(110)의 입력 신호를 전기적 신호로 변환하여, 전기적 제어에 의해 조종계통을 동작하도록 제어한다. 도 2에 도시된 바와 같이, 전자식 조종부(130)는 비행 조종 컴퓨터(131), 전자식 제어부(132) 및 상기 전자식 제어부에 의해 전기적으로 구동되는 제2 구동 부재(133)를 포함할 수 있다.On the other hand, the electronic control unit 130 converts the input signal of the control input unit 110 into an electrical signal, and controls the control system to operate by electrical control. 2, the electronic control unit 130 may include a flight control computer 131, an electronic control unit 132, and a second driving member 133 electrically driven by the electronic control unit.

여기서, 비행 조종 컴퓨터(131)는 조종 입력부(110)와 전기적으로 연결된다. 그리고, 조종수가 조종 입력부(110)를 조종하면, 조종한 내용이 전기 신호로 변환되어 비행 조종 컴퓨터(131)에 전달된다. 비행 조종 컴퓨터(131)는 전기 신호로 전달된 조종 입력을 근거로 구동 신호를 생성하여 전자식 제어부(132)에 제공한다. 그리고, 전자식 제어부(132)는 구동 신호에 근거하여 제2 구동 부재(133)를 구동하도록 제어하고, 이에 의해 제2 구동 부재(133)가 구동하여 링크 부재를 동작시킨다.Here, the flight control computer 131 is electrically connected to the steering input unit 110. Then, when the pilot controls the control input unit 110, the controlled contents are converted into electric signals and transmitted to the flight control computer 131. The flight control computer 131 generates a driving signal based on the steering input transmitted as an electric signal and provides the driving signal to the electronic control unit 132. Then, the electronic control unit 132 controls to drive the second driving member 133 based on the driving signal, thereby driving the second driving member 133 to operate the link member.

본 실시예의 제2 구동 부재(133)는 전자기식 액추에이터(electromagnetic actuator)로 구성될 수 있다. 다만, 이 이외에도 전기적으로 구동하는 다양한 구동 장치를 이용하여 제2 구동 부재를 구성할 수 있음은 물론이며, 전기적 방식으로 초기 구동이 이루어지고 이에 의해 기계적으로 연동하는 구조로 제2 구동 부재를 구성하는 것도 가능하다.The second driving member 133 of the present embodiment may be constituted by an electromagnetic actuator. However, it is needless to say that the second driving member can be constructed by using various driving devices electrically driven, and it is also possible to construct the second driving member with the structure in which the initial driving is performed electrically, It is also possible.

한편, 링크 부재(140)는 제1 구동 부재(122) 및 제2 구동 부재(133)와 연결되고, 제1 구동 부재(122) 및 제2 구동 부재(133)가 구동하는 경우 연동하여 동작하도록 설치된다. 또한 링크 부재(140)는 작동기(150)와 연동 가능하게 설치된다. 따라서, 제1 구동 부재(122) 또는 제2 구동 부재(133)가 동작하게 되면 링크 부재(140)를 통해 작동기(150)의 동작을 조종하는 것이 가능하다.The link member 140 is connected to the first driving member 122 and the second driving member 133 and operates in cooperation with the first driving member 122 and the second driving member 133 Respectively. The link member 140 is installed so as to be operable with the actuator 150. Accordingly, when the first driving member 122 or the second driving member 133 is operated, it is possible to control the operation of the actuator 150 through the link member 140. [

여기서, 작동기(150)라 함은 메인 로터 또는 테일 로터 등의 회전 특성을 조절하는 구성을 의미한다. 따라서, 조종 입력부(110)는 기계식 조종부(120) 또는 전자식 조종부(130)를 통해 링크 부재를 동작시켜 작동기의 동작을 조종하는 것이 가능하다. Here, the actuator 150 refers to a structure that adjusts rotation characteristics of a main rotor, a tail rotor, or the like. Therefore, the steering input unit 110 can operate the link member through the mechanical steering unit 120 or the electronic steering unit 130 to steer the operation of the actuator.

이러한 링크 부재(140)는 작동기(150)와의 연동 구조에 따라 다양한 구조로 구성될 수 있으며, 본 실시예에서는 회전축에 의해 회전 가능하게 설치되어 일측의 변위를 90도 방향으로 전환시켜 변위를 전달하는 벨 크랭크 구조를 이용할 수 있다.In this embodiment, the link member 140 is rotatably installed by a rotary shaft so that the displacement of one side is converted into a direction of 90 degrees to transmit the displacement. A bell crank structure can be used.

본 실시예에 따른 비행 조종 장치(100)는 링크 부재(140)를 동작시키는 모드를 선택할 수 있는 조종 모드 선택부(160)를 더 포함할 수 있다. 그리고 조종 모드 선택부(160)에서 선택되는 모드에 따라 기계식 조종부(120)의 제1 구동 부재(122) 또는 전자식 조종부(130)의 제2 구동 부재(133)가 택일적으로 구동하여 링크 부재(140)를 동작시킬 수 있다.The flight control apparatus 100 according to the present embodiment may further include a steering mode selection unit 160 capable of selecting a mode for operating the link member 140. [ The first driving member 122 of the mechanical control unit 120 or the second driving member 133 of the electronic control unit 130 is selectively driven according to the mode selected by the control mode selecting unit 160, The member 140 can be operated.

구체적으로, 조종 모드 선택부(160)는 조종실(11)에 설치되어 조종사가 제1 조종 모드 및 제2 조종 모드를 선택할 수 있도록 구성된다. 제1 조종 모드는 조종 입력부(110)로부터 입력되는 조종 입력이 기계식 조종부(120)를 따라 전달되어 제1 구동 부재(122)에 의해 링크 부재(140)가 동작하는 방식으로 조종을 수행할 수 있다. 그리고, 제2 조종 모드는 조종 입력부(110)의 조종 입력이 전기적 신호로 입력되고, 비행 조종 컴퓨터(131) 및 전자식 제어부(132)에 의해 제2 구동 부재(133)가 구동하여 링크 부재(140)를 동작시키는 방식으로 구성될 수 있다.Specifically, the steering mode selection unit 160 is provided in the cockpit 11 so that the pilot can select the first steering mode and the second steering mode. The first steering mode is a mode in which a steering input input from the steering input unit 110 is transmitted along the mechanical steering unit 120 to perform steering in such a manner that the link member 140 is operated by the first driving member 122 have. In the second steering mode, the steering input of the steering input unit 110 is input as an electrical signal, and the second driving member 133 is driven by the flight control computer 131 and the electronic control unit 132 to rotate the link member 140 As shown in FIG.

이때, 제1 조종 모드 상태에서는 기계식 조종부(120)가 링크 부재(140)를 동작시키데 있어, 제2 구동 부재(133)에 의해 링크 부재(140)의 동작이 제한되지 않도록 제어된다. 따라서, 조종 모드 선택부(160)에서 제1 조종 모드가 선택되면 비행 조종 컴퓨터(131)는 제2 구동 부재(133)를 해제 상태로 유지하도록 구동 신호를 생성하여 제어할 수 있다. 따라서, 링크 부재(140)가 동작하는 경우 제2 구동 부재(133)에 의해 부하가 걸리지 않도록 구성할 수 있다.At this time, in the first steering mode, the mechanical control unit 120 controls the link member 140 so that the operation of the link member 140 is not limited by the second driving member 133. Accordingly, when the first steering mode is selected in the steering mode selection unit 160, the flight control computer 131 can generate and control a driving signal to maintain the second driving member 133 in the released state. Therefore, when the link member 140 is operated, the second driving member 133 can be configured so as not to be loaded.

그리고, 제2 조종 모드 상태에서는 전자식 조종부(130)가 링크 부재(140)를 동작시키는 동안 제1 구동 부재(122) 또한 연동하도록 구성될 수 있다. 제1 구동 부재(122)는 제2 구동 부재와 달리 유압 제어 방식으로 구동이 이루어지기 때문에 제1 구동 부재의 부하를 해제시킬 수 있도록 제어하는 것이 용이하지 않기 때문이다. 따라서, 본 실시예에서는 제2 구동 부재(133)는 제1 구동 부재(122) 또한 구동시킬 수 있을 정도의 힘을 가하여 링크 부재(140)를 동작시키도록 제어될 수 있다.In addition, in the second steering mode, the first driving member 122 may be interlocked while the electronic steering unit 130 operates the link member 140. Since the first driving member 122 is driven by the hydraulic pressure control method unlike the second driving member, it is not easy to control so as to release the load of the first driving member. Therefore, in this embodiment, the second driving member 133 can be controlled to operate the link member 140 by applying a force to drive the first driving member 122 as well.

이와 같이, 본 실시예에 따른 비행 조종 장치(100)는 기계식 조종부(120) 및 전자식 조종부(130)의 두 개의 조종 계통을 구비하여 이를 선택적으로 이용하여 조종을 수행할 수 있다. 이에 의할 경우, 전자식 조종부는 개발 및 테스트 단계에서 안전성을 담보하는 것이 어려운 단점이 있었으나, 기존에 안전성이 담보된 기계식 조종부를 병용하여 사용함으로 개발 및 테스트 단계의 위험성을 차단할 수 있는 장점이 있다. 또한, 기상 환경 또는 시스템의 오작동으로 인해 전자식 조종부가 정상적으로 동작하지 않는 경우, 환경적 요인에 큰 영향을 받지 않는 기계식 조종부로 절환하여 사용함으로서 안전성을 확보할 수 있는 장점이 있다.As described above, the flight control apparatus 100 according to the present embodiment includes two control systems, that is, the mechanical control unit 120 and the electronic control unit 130, and can selectively control the control system. In this case, the electronic control unit has a drawback in that it is difficult to secure safety in the development and testing stages. However, since the conventional control unit is used in combination with the safety control unit, there is an advantage that the danger of development and testing can be prevented. In addition, when the electronic control unit does not operate normally due to a malfunction of a weather environment or a system, safety can be secured by switching to a mechanical control unit that is not significantly affected by environmental factors.

이하에서는 도 3 및 도 4를 참조하여, 전술한 비행 조종 장치가 적용된 예를 구체적으로 설명하도록 한다.Hereinafter, an example in which the above-described flight control device is applied will be described in detail with reference to FIG. 3 and FIG.

도 3은 도 1에서 A 부분을 도시한 단면도이다. 도 3에 도시된 것은 메인 로터(20)의 회전 특성을 제어하는 조종계통이다. 여기서, 링크 부재(140)는 직각으로 절곡된 형상을 갖는 벨 크랭크로 구성된다. 벨 크랭크는 지지 브라켓(12)에 설치된 회전축에 의해 회전 가능하게 설치된다.3 is a cross-sectional view showing a portion A in Fig. 3 is a control system for controlling the rotation characteristics of the main rotor 20. As shown in FIG. Here, the link member 140 is composed of a bell crank having a bent shape at right angles. The bell crank is rotatably installed by a rotation shaft provided on the support bracket (12).

링크 부재(140)의 일측에는 기계식 조종부(120)의 제1 구동 부재(122)의 단부 및 전자식 조종부(130)의 제2 구동 부재(133)의 단부가 병렬로 연결된다. 여기서, 제1 구동 부재(122)는 전술한 바와 같이 조종 입력부(110)로부터 기계식 링키지(121)에 의해 기계적으로 연결되어 있다. 그리고, 제2 구동 부재(133)는 지지 브라켓(12)에 고정 설치되어 있으며, 전술한 전자식 비행 제어부(132)에 의해 전기적으로 연결되어 있다.An end of the first driving member 122 of the mechanical control unit 120 and an end of the second driving member 133 of the electronic control unit 130 are connected to one side of the link member 140 in parallel. Here, the first driving member 122 is mechanically connected to the steering input unit 110 by the mechanical linkage 121 as described above. The second driving member 133 is fixed to the support bracket 12 and is electrically connected by the electronic flight control unit 132 described above.

본 실시예에 따른 제1 구동 부재(122) 및 제2 구동 부재(133)는 직선 방향으로 신축되는 방식으로 구동된다. 이때, 제1 구동 부재(122) 및 제2 구동 부재(133)는 서로 평행한 방향으로 신축되도록 설치될 수 있다. 따라서, 제1 구동 부재(122) 및 제2 구동 부재(133)는 각각 링크 부재(140)의 일측에 연결된 상태에서, 어느 하나의 신축 운동시 나머지 하나도 걸림 현상 없이 동일한 방향으로 신축 운동이 가능하다.The first driving member 122 and the second driving member 133 according to the present embodiment are driven in such a manner that they are stretched and contracted in a linear direction. At this time, the first driving member 122 and the second driving member 133 may be installed to extend and contract in parallel directions. The first driving member 122 and the second driving member 133 are connected to one side of the link member 140 so that they can be extended and contracted in the same direction .

링크 부재(140)의 타측에는 작동기 로드(152)가 연결 설치되며, 작동기 로드(152)는 메인 로터(20)를 조종하는 작동기 레버(151)를 구동한다. 따라서, 제1 구동 부재(122) 및 제2 구동 부재(133)가 택일적으로 구동하여 직선 방향으로 연장되는 경우, 링크 부재(140)가 회전하면서 작동기 로드(152)를 연동시켜 작동기 레버(151)를 동작시키는 것이 가능하다.An actuator rod 152 is connected to the other side of the link member 140 and an actuator rod 152 drives an actuator lever 151 that controls the main rotor 20. [ Therefore, when the first driving member 122 and the second driving member 133 are alternatively driven and extend in a linear direction, the link member 140 rotates to interlock the actuator rod 152 to move the actuator lever 151 Can be operated.

이때, 전술한 바와 같이 조종 모드에 따라 작동기 레버(151)의 동작은 제1 구동 부재(122)의 구동에 의해 기계식으로 조종되는 것도 가능하며, 제2 구동 부재(133)의 구동에 의해 전자식으로 조종되는 것도 가능하다.At this time, as described above, the operation of the actuator lever 151 according to the steering mode can be mechanically controlled by driving the first driving member 122, and the second driving member 133 can be operated electronically It is also possible to steer.

도 4은 도 1에서 B 부분을 도시한 단면도이다. 도 3에 도시된 것은 테일 로터(30)의 회전 특성을 제어하는 조종 계통이다. 도 4에 도시된 조종 계통 또한 도 3에서 도시된 것과 마찬가지로, 링크 부재(140)가 벨 크랭크로 구성되어 지지 브라켓에 회전 가능하게 설치된다.Fig. 4 is a cross-sectional view showing a portion B in Fig. 1. Fig. 3 is a control system for controlling the rotation characteristics of the tail rotor 30. As shown in FIG. 4, the link member 140 is constituted by a bell crank and is rotatably installed in the support bracket.

그리고, 링크 부재(140)의 일측에 제1 구동 부재(122) 및 제2 구동 부재(133)의 단부가 연결된다. 이때, 제2 구동 부재(133)는 제1 구동 부재(122)와 반대측에 배치되도록 지지 브라켓(12)에 고정 설치된다. 다만, 도 4에서도 제1 구동 부재(122) 및 제2 구동 부재(133)는 서로 평행한 방향으로 신축되도록 설치될 수 있다.The ends of the first driving member 122 and the second driving member 133 are connected to one side of the link member 140. At this time, the second driving member 133 is fixed to the support bracket 12 so as to be disposed on the side opposite to the first driving member 122. However, in FIG. 4, the first driving member 122 and the second driving member 133 may be installed to extend and contract in parallel directions.

링크 부재(140)의 타측에는 테일 로터(30)의 회전 특성을 조종하는 작동기(150)가 연동 가능하게 설치된다. 따라서, 제1 구동 부재(122) 및 제2 구동 부재(133)가 택일적으로 구동하여 직선 방향으로 연장되는 경우, 링크 부재(140)가 회전하면서 작동기(150)를 연동시켜 테일 로터(30)를 운전 특성을 조종하는 것이 가능하다.On the other side of the link member 140, an actuator 150 for controlling the rotation characteristics of the tail rotor 30 is installed so as to be interlocked. When the first driving member 122 and the second driving member 133 are alternatively driven and extend in the linear direction, the link member 140 rotates to interlock the actuator 150 to rotate the tail rotor 30, It is possible to control the driving characteristics.

이때, 전술한 바와 같이 조종 모드에 따라 작동기(150)의 동작은 제1 구동 부재(122)의 구동에 의해 기계식으로 조종되는 것도 가능하며, 제2 구동 부재(133)의 구동에 의해 전자식으로 조종되는 것도 가능하다.At this time, as described above, the operation of the actuator 150 according to the steering mode can be mechanically controlled by driving the first driving member 122, and by the driving of the second driving member 133, .

이상, 본 발명의 일 실시예에 대해 상세하게 기술하였으나, 전술한 실시예는 일 예에 불과하며 기계식 조종부와 전자식 조종부를 병용하여 항공기를 제어하는 본 발명의 기술적 사상은 다양한 방식으로 변형하여 실시하는 것이 가능하다.Although the embodiments of the present invention have been described in detail, it is to be understood that the above-described embodiments are merely illustrative and that the technical idea of the present invention for controlling an aircraft by using a mechanical control unit and an electronic control unit in combination may be modified in various ways It is possible to do.

일 예로 전술한 실시예에서는 제1 구동 부재 및 제2 구동 부재를 직선 방향으로 신축하는 액추에이터를 이용하여 구성하였으나, 조종 장치의 연동 구조에 따라 액추에이터 이외의 다양한 구동 부재를 적용하여 구성하는 것도 가능하다.For example, in the above-described embodiment, the first driving member and the second driving member are configured to use an actuator that extends and contracts in a linear direction, but it is also possible to apply various driving members other than the actuator in accordance with the interlocking structure of the steering apparatus .

그리고, 이 이외에도 본 발명이 속하는 기술 분야에 대해 통상의 지식을 가진 사람이면, 첨부된 청구범위에 정의된 본 발명의 기술적 특징의 범위를 벗어나지 않으면서 본 발명을 여러 가지로 변형 또는 변경하여 실시할 수 있음은 밝혀둔다.It will be apparent to those skilled in the art that various modifications and variations can be made in the present invention without departing from the spirit or scope of the inventive concept as defined by the appended claims. It can be said.

10 : 동체 20 : 메인 로터
30 : 테일 로터 100 : 비행 조종 장치
110 : 조종입력부 120 : 기계식 조종부
130 : 전자식 조종부 140 : 링크부재
150 : 작동부 160 : 조종모드 선택부10: body 20: main rotor
30: tail rotor 100: flight control device
110: Steering input section 120: Mechanical control section
130: electronic control unit 140: link member
150: operation unit 160: control mode selection unit

Claims (14)

조종 입력부;
상기 조종 입력부와 기계적으로 연결되어 상기 조종 입력부의 조작에 의해 구동하는 제1 구동부재;
상기 조종 입력부의 조작에 대응되는 입력 신호에 근거하여 전기적으로 제어되는 제2 구동 부재;
상기 제1 구동부재 및 상기 제2 구동부재가 각각 연결되며, 상기 제1 구동부재 또는 제2 구동부재의 구동시 동작하여 작동기를 조종하는 링크 부재;를 포함하고,
상기 링크 부재는 벨 크랭크이며,
상기 링크 부재의 타측에는 작동기 레버 측에 연결되는 작동기 로드가 설치되어, 상기 제1 구동 부재 또는 상기 제2 구동 부재 동작시 상기 작동기 레버를 이동시켜 상기 작동기를 조종하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 비행 조종 장치.A steering input section;
A first driving member mechanically connected to the steering input unit and driven by operation of the steering input unit;
A second driving member electrically controlled based on an input signal corresponding to an operation of the steering input unit;
And a link member that is connected to the first driving member and the second driving member and that operates when the first driving member or the second driving member is driven to control the actuator,
Wherein the link member is a bell crank,
And an actuator rod connected to the actuator lever side is provided on the other side of the link member to move the actuator lever when the first drive member or the second drive member is operated to control the actuator. . 제1항에 있어서,
상기 조종 입력부의 입력 신호를 전기적 신호로 변환하고, 상기 전기적 신호에 근거하여 상기 제2 구동 부재를 제어하는 전자식 제어부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 비행 조종 장치.The method according to claim 1,
Further comprising an electronic control unit for converting an input signal of the steering input unit into an electrical signal and controlling the second driving member based on the electrical signal. 제1항에 있어서,
상기 제1 구동부재는 유압 액츄에이터를 포함하여 구성되고, 제2 구동부재는 전자기 액추에이터(electromagnetic actuator)를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 비행 조종 장치.The method according to claim 1,
Wherein the first driving member comprises a hydraulic actuator and the second driving member comprises an electromagnetic actuator. 제2항에 있어서,
제1 조종 모드에서는 상기 조종 입력부로부터 전달되는 기계적인 동작에 의해 상기 제1 구동 부재가 상기 링크 부재를 동작시키고,
제2 조종 모드에서는 상기 전자식 제어부의 제어에 의해 상기 제2 구동 부재가 구동하여 상기 링크 부재를 동작시키는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 비행 조종 장치.3. The method of claim 2,
In the first steering mode, the first driving member operates the link member by a mechanical operation transmitted from the steering input unit,
And in the second steering mode, the second driving member is driven by the electronic control unit to operate the link member. 제4항에 있어서,
상기 제1 조종 모드 중 상기 제2 구동 부재는 상기 제1 구동 부재가 상기 링크 부재를 동작시킬 수 있도록 해제 상태를 유지하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 비행 조종 장치.5. The method of claim 4,
Wherein the second driving member of the first steering mode maintains the disengaged state so that the first driving member can operate the link member. 제4항에 있어서,
상기 제2 조종 모드 중 상기 제2 구동 부재의 구동에 의해 상기 링크 부재와 연결된 상기 제1 구동 부재가 동작하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 비행 조종 장치.5. The method of claim 4,
And the first driving member connected to the link member is operated by driving the second driving member in the second steering mode. 제4항에 있어서,
상기 제1 조종 모드 또는 상기 제2 조종 모드를 선택하는 조종 모드 선택부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 비행 조종 장치.5. The method of claim 4,
Further comprising a steering mode selection unit for selecting the first steering mode or the second steering mode. 삭제delete 제1항에 있어서,
상기 제1 구동 부재 및 상기 제2 구동 부재는 상기 링크 부재의 일측에 연결되어 직선 방향으로 신축되도록 구성되며, 상기 제1 구동 부재와 상기 제2 구동 부재는 서로 평행한 방향으로 신축되도록 설치되는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 비행 조종 장치.The method according to claim 1,
The first driving member and the second driving member are connected to one side of the link member and are configured to expand and contract in a linear direction, and the first driving member and the second driving member are installed so as to extend and contract in parallel directions Features a helicopter flight control. 삭제delete 제1항에 있어서,
상기 작동기 레버는 메인 로터의 회전 내용을 조종하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 비행 조종 장치.The method according to claim 1,
Wherein the actuator lever controls the rotation of the main rotor. 제1항에 있어서,
상기 작동기 레버는 테일 로터의 회전 내용을 조종하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 비행 조종 장치.The method according to claim 1,
Wherein the actuator lever controls the rotation of the tail rotor. 삭제delete 삭제delete
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20110031346A1 (en) 2009-06-16 2011-02-10 Eurocopter Method of assisting piloting, piloting assistance means, and a piloting assistance device for a rotorcraft using said piloting assistance means to implement said piloting assistance method

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20110031346A1 (en) 2009-06-16 2011-02-10 Eurocopter Method of assisting piloting, piloting assistance means, and a piloting assistance device for a rotorcraft using said piloting assistance means to implement said piloting assistance method

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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