KR20210156206A - 과속 엔진의 정지방법, 관련 시스템 및 회전익 항공기 - Google Patents

과속 엔진의 정지방법, 관련 시스템 및 회전익 항공기 Download PDF

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에어버스 헬리콥터스
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Abstract

본 발명은 과속 상태에 있는 회전익 항공기(1)의 엔진(10)을 정지시키는 방법에 관한 것으로서, 상기 회전익 항공기(1)는 적어도 하나의 엔진(10)을 포함하고, 상기 엔진(10)은 가스 발생기(11) 및 동력 어셈블리(19)를 포함하고, 상기 동력 어셈블리(19)는 가스 발생기(11)로부터 발생하는 가스에 의해 회전되는 적어도 하나의 동력 터빈(15)을 포함하고, 상기 동력 어셈블리(19)는 상기 동력 터빈(15)에 회전 가능하게 고정된 적어도 하나의 동력 샤프트(16)를 포함하고, 상기 동력 어셈블리(19)는 "회전 속도(N2)"로 지칭되는 속도로 종축을 중심으로 회전한다.
본 발명에 따른 방법은 상기 회전 속도(N2)의 현재 값(N2i)를 측정하는 단계, "현재 도함수"
Figure pat00049
라고 지칭되는 상기 회전 속도(N2)의 현재 값(N2i)의 시간 도함수를 결정하는 단계, 및 상기 현재 도함수
Figure pat00050
가 부호를 변경할 때 상기 엔진(10)을 자동으로 정지시키는 단계를 포함한다.

Description

과속 엔진의 정지방법, 관련 시스템 및 회전익 항공기{METHOD FOR STOPPING AN ENGINE IN OVERSPEED, AND ASSOCIATED SYSTEM AND ROTORCRAFT}
[0001] 본 출원은 2020년 6월 17일 출원된 FR 20 06318의 우선권을 주장하며, 그 개시 내용의 전체가 본 명세서에 참조로 포함된다.
[0002] 본 발명은 과속 상태에 있는 엔진을 정지시키는 방법, 이러한 과속 안전 시스템, 및 상기 과속 안전 시스템을 구비한 회전익 항공기에 관한 것이다.
[0003] 본 발명은 항공기 엔진의 작동 안전성, 특히 회전익 항공기의 터보 샤프트 엔진의 작동 안전성을 보장하는 시스템의 일반적인 기술 분야에 관한 것이다.
[0004] 본 발명은, 더욱 상세하게는 엔진이 과속인 경우 동력 플랜트를 보호하는 것에 관한 것이다.
[0005] 회전익 항공기는 적어도 하나의 로터를 회전시키기 위한 적어도 하나의 엔진을 갖는다. 이러한 로터는 이 회전익 항공기에 적어도 부분적인 양력과 심지어 추진력을 제공한다. 예를 들면, 트윈 엔진 회전익 항공기는 동력 전달 시스템을 통해 메인 양력 및/또는 추진 로터를 공동으로 구동하는 제1 엔진과 제2 엔진을 포함한다.
[0006] 제1 엔진 및 제2 엔진은 일반적으로 제1 제어 유닛 및 제2 제어 유닛에 의해 각각 제어된다. 이러한 제어 유닛은 "Full Authority Digital Engine Control" 또는 그 약어 "FADEC"라고 지칭하는 보다 일반적인 제어 시스템의 일부일 수 있다.
[0007] 각 제어 유닛은 조종석과 회전익 항공기의 관련 엔진 사이를 연결하는 컴퓨터 및 주변 명령 및 제어 유닛을 포함할 수 있다.
[0008] 또한, 이러한 회전익 항공기의 엔진은 터보샤프트 엔진일 수 있다.
[0009] 터보샤프트 엔진은 통상적으로 가스 발생기를 포함한다. 가스 발생기는 연속적으로 적어도 하나의 압축기, 연소실 및 적어도 하나의 팽창 터빈을 포함하고, 압축기는 구동 샤프트에 의해 팽창 터빈에 기계적으로 연결된다.
[0010] 또한, 터보샤프트 엔진은 가스 발생기의 하류에 배치된 동력 어셈블리를 포함한다. 이 동력 어셈블리는 일반적으로 가스 발생기를 빠져나가는 가스에 의해 회전되는 적어도 하나의 동력 터빈을 구비하고 있다. 이 동력 터빈은 적어도 하나의 양력 및/또는 추진 로터에 연결되어 있는 동력 전달 시스템과 맞물리는 작동 샤프트를 회전시킨다.
[0011] 동력 터빈은, 이 터빈이 샤프트에 의해 가스 발생기에 기계적으로 연결되지 않은 경우, "자유"로 설명된다.
[0012] 특히, 동력 전달 시스템이 파손되거나 또는 이 전달 시스템의 프리휠(free-wheel)이 미끄러지는 경우, 터보 샤프트 엔진의 동력 터빈의 회전 속도는 상당히 그리고 매우 급속히 증가할 가능성이 있다. 특정 임계 값을 초월하면, 본 기술 분야의 숙련자는 그러한 터보 샤프트 엔진이 과속 상태에 있고, 그러한 과속은 엔진이 손상되거나 심지어는 엔진이 폭발할 때까지 회전 속도가 폭주할 수 있다고 생각한다.
[0013] 이러한 이유로, 회전익 항공기에는 일반적으로 이러한 과속이 회전익 항공기의 무결성에 미치는 영향을 제한하기 위한 안전 시스템이 장착되어 있다.
[0014] 따라서, 과속 발생을 방지하기 위해 터보샤프트 엔진을 정지시키는 전자식 셧다운 시스템을 실시할 수 있다.
[0015] 따라서, 터보샤프트 엔진의 제조업체는, 예를 들어 이 터보샤프트 엔진의 자유 터빈에 대한 회전 속도 임계 값을 설정한다. 이 임계 값에 도달하면, 제어 유닛은 엔진을 정지시킨다. 이러한 구성에서, 엔진은 안전 시스템에 의해 손상되지 않는다.
[0016] 특허문헌 FR 2 962 165는 자유 터빈에 의해 전달되는 엔진 토크만을 토크 임계 값과 비교하는 것을 제안한다.
[0017] 그러나, 단일 속도 또는 토크 모니터링 임계 값을 이용하면, 예를 들어 회전익 항공기가 급격한 기동을 수행할 때 엔진이 불시에 정지될 수 있다. 결과적으로, 이 모니터링 시스템은 때때로 단일 엔진 항공기에 제공되지 않는 경우가 있다.
[0018] 트윈 엔진 회전익 항공기에서, 과속으로 인해 다른 엔진이 셧다운되는 경우 한 엔진의 셧다운을 억제하여 두 엔진의 불시의 셧다운을 방지할 수 있다. 제1 엔진이 셧다운된 후, 제2 엔진은 더 이상 비행 중에 정지할 수 없다.
[0019] 그러나, 이러한 시나리오에서는 과속의 경우 제2 엔진을 정지시킬 수 없다. 그러한 상황은 가능성이 낮지만, 그럼에도 불구하고 발생할 수 있다. 그 결과, 제1 엔진이 이후에 과속 상태에 도달하면, 이 제2 엔진은 보호가 금지되어 자동으로 정지될 수 없다. 따라서, 제2 엔진은 과속 상태가 될 위험이 있다. 또한, 이러한 시나리오에서는, 자유 터빈 주위에 배치된 고정 링에 의해 형성된 엔진 주변의 기계적 보호 기능으로 이 엔진의 즉각적인 외부 환경을 보호하기 위한 준비가 이루어져 있다. 이러한 유형의 보호는 일반적으로 "블레이드 쉐딩(blade shedding)"으로 알려져 있다.
[0020] 일 번형 예에서, 조종사는 그러한 상황을 피하기 위해 과속으로부터 제2 엔진을 보호하기 위한 전자 시스템을 수동으로 재설정 할 수 있다.
[0021] 기술적 배경은 또한 회전익 항공기에 필요한 기계적 동력과 미리 규정된 동력 임계 값 사이의 비교에 따라 과속의 엔진을 정지시키는 보호 장치를 포함한다. 회전익 항공기에 필요한 기계적 동력은 적어도 회전익 항공기 메인 로터의 저항 토크의 현재 값 또는 예상 값에 따라 계산된다.
[0022] 특허문헌 FR 2 967 213에서는 적어도 2개의 엔진을 포함하는 항공기의 과속 안전 시스템을 제어하기 위한 제어 방법에 대해 기재하고 있다. 이 방법은 엔진 과속 안전 시스템을 설정하고, 엔진의 회전 속도를 모니터링하고, 엔진 중 하나의 과속을 검출하고, 이러한 검출의 경우 문제의 엔진을 셧다운시키고, 그리고 작동 중에 있는 다른 엔진(들)에 대한 과속 안전 시스템의 작동을 금지하는 것으로 구성된다. 작동 중인 엔진의 과속 안전 시스템은 하나 이상의 안전 파라미터에 따라 재설정될 수 있다.
[0023] 특허문헌 FR 2 980 174에서는 적어도 2개의 엔진을 포함하는 항공기의 과속 안전 시스템을 제어하기 위한 제어 방법에 대해서 기재하고 있다. 이 방법에 따르면, 제1 엔진의 모니터링 파라미터가 제1 임계 값을 초과하면 제1 엔진이 셧다운되고, 이러한 제2 엔진의 모니터링 파라미터가 제2 임계 값을 초과하면 이 제1 엔진과 분리된 제2 엔진은 이 제2 엔진의 모니터링 파라미터가 제2 임계 값을 초과할 때 셧다운되고, 제2 임계 값은 제1 임계 값보다 높다.
[0024] 특히, 모니터링 파라미터는 엔진의 자유 터빈의 회전 속도이다.
[0025] 특허문헌 FR 3 026 438 에서는 적어도 하나의 엔진을 갖는 회전익 항공기의 과속 안전 시스템을 제어하기 위한 제어 방법에 대해서 기재하고 있다. 이 방법에 따르면, 엔진의 동력 어셈블리가 도달한 회전 속도의 시간 도함수(time derivative)가 한계 도함수(limit derivative)를 초과하면 엔진이 셧다운된다.
[0026] 특허문헌 JP 2004 011459에서는 고속으로 이동하는 선박의 기술 분야 및 가스 터빈을 포함하는 원동기에 대해 기재하고 있다. 또한, 이 문헌에서는 속도 센서에 의해 출력 샤프트의 회전 속도(N)를 측정함으로써 과속으로부터 가스 터빈을 보호하는 방법에 대해 기재하고 있다.
[0027] 그 다음 속도 제어기는 속도(N)을 나타내는 정보를 수신하고, 과속이 검출되면 가스 터빈으로의 연료 공급을 차단하도록 밸브를 제어할 수 있다.
[0028] 이러한 과속 검출은 회전 속도(dN/dt)의 도함수를 양의 임계 값과 비교함으로써 달성된다.
[0029] 특허문헌 EP 3 000 986 A1에서는 측정된 토크, 가스 발생기의 회전 속도(N1) 및 동력 어셈블리의 회전 속도(N2)의 함수로서 수행되는 과속 검출에 대해 기재하고 있다.
[0030] 특허문헌 EP 3 075 662 A1에서는 정상 작동 상태에서 엔진을 정지하는 방법에 대해서 기재하고 있으므로 과속 발생을 검출할 수 없다.
[0031] 특허문헌 US 6 321 525 B1에서는 가스 터빈의 회전 속도의 함수로서 수행되는 과속 검출에 대해서 기재하고 있다. 따라서, 본 발명의 목적은 회전익 항공기 엔진의 갑작스런 셧다운 위험을 제한하고, 회전익 항공기가 지상, 특히 보트와 같은 선박, 일반적으로 건물이나 기타 랜딩 스트립에 경 착륙하는 경우 엔진을 확실하게 셧다운 하기 위한 대체 방법을 제안하는 데 있다. 실제로, 그러한 경 착륙은 회전익 항공기에 장착된 적어도 하나의 엔진 과속을 예상할 수 있다.
[0032] 이하, 간단하게 하기 위해, "지면"이라는 용어는 건조한 땅, 선박의 갑판, 예를 들어 건물에 배치된 헬기 착륙장, 또는 회전익 항공기가 착륙하기에 적합한 다른 지형 또는 활주로를 무차별적으로 지칭하는 데 사용될 수 있다.
[0033] 따라서, 본 발명은 회전익 항공기 엔진의 과속을 정지시키는 방법에 관한 것으로, 상기 회전익 항공기는 적어도 하나의 엔진을 포함하고, 상기 엔진은 가스 발생기 및 동력 어셈블리를 포함하고, 동력 어셈블리는 가스 발생기로부터 발생하는 가스에 의해 회전되는 적어도 하나의 동력 터빈을 포함하고, 동력 어셈블리는 동력 터빈에 회전 가능하게 고정된 적어도 하나의 동력 샤프트를 포함하고, 동력 어셈블리는 "회전 속도(N2)"로 지칭되는 속도로 종축(AX)을 중심으로 회전한다.
[0034] 본 발명에 따르면, 이러한 방법은 비행 중에 다음 단계를 포함한다는 점에서 주목할 만한 가치가 있다:
- 미리 결정된(소정의) 시간(T) 동안 동력 어셈블리에 의해 도달된 회전 속도(N2)의 현재 값(N2i)을 측정하는 단계;
- "현재 도함수
Figure pat00001
"라고 하는 회전 속도의 현재 값(N2i)의 시간 도함수를 결정하는 단계, 및
- 현재 도함수
Figure pat00002
가 미리 결정된 시간(T)에 걸쳐 엄밀하게 음의 값으로부터 엄밀하게 양의 값으로 부호(sign)를 변경할 때 엔진을 자동으로 정지시키는 단계.
[0035] 즉, 과속의 회전익 항공기 엔진을 정지시키는 방법은 회전익 항공기의 적어도 하나의 엔진의 동력 샤프트에서 과속 발생을 검출 및 예측하는 것을 가능하게 한다.
[0036] 실제로, 회전익 항공기가 지상에 경 착륙하는 동안, 적어도 양력에 기여하는 메인 로터의 적어도 하나의 블레이드와 지상 또는 임의의 다른 지지체, 선박 또는 물체 사이에 충격이 발생할 수 있다. 결과적으로, 그러한 충격은 동력 어셈블리에 의해 도달된 회전 속도(N2)의 현재 값(N2i)이 매우 급격하고 매우 빠르게 변하게 할 것이다.
[0037] 그 다음, 본 발명에 따른 방법은 블레이드와 지면의 충돌로 인해 현재 값(N2i)이 감속된 후 미리 결정된 시간(T)에 걸쳐 가속될 때 엔진을 자동으로 정지시킬 수 있게 한다. 이 경우, 엔진의 정지는 현재 도함수
Figure pat00003
가 엄밀하게 음의 값에서 엄밀하게 양의 값으로 변경되는 것으로 검출될 때 제어된다. 더욱 정확하게는, 현재 도함수
Figure pat00004
는 1차 도함수이며 회전익 항공기가 지상에 경 착륙하는 동안 강하게 음의 값에서 강하게 양의 값으로 변경된다.
[0038] 또한, 엔진을 자동으로 정지시키기 위한 정지 단계는, 예를 들어 가스 발생기로의 연료 공급을 차단함으로써 실시될 수 있다. 엔진에 분사되는 연료의 양을 줄이거나 심지어는 취소할 수도 있다.
[0039] 따라서, 이러한 방법은 회전익 항공기의 경 착륙을 식별하고 과속 상태에 있는 엔진의 자동 정지를 제어할 수 있지만, 엔진의 회전 속도만이 임계 값을 초과하는 기타 과속 시나리오에서는 엔진의 정지를 제어할 수 없게 한다.
[0040] 따라서, 이 방법은 비행 중 엔진의 자동 정지를 제어하는 방법과 다르다. 예를 들어, 비행 중에 동력 장치와 기어박스 간의 기계적 연결에 결함이 있는 경우 엔진 과속이 발생할 수 있다. 그 후, 현재 도함수
Figure pat00005
는 매우 강하게 양(positive)으로 된다. 그러나 이것은 매우 강한 양의 값 이전에 강하게 음이 아니었고, 따라서 본 발명에 따른 방법은 비행 중 엔진의 불시 정지를 제어하는 것을 피할 수 있게 한다.
[0041] 실제로, 정지 단계는 현재 도함수
Figure pat00006
가 제1 중간 시간(T1) 동안 제1 소정의 임계 값(S1)보다 작거나 같을 때 그리고 현재 도함수
Figure pat00007
가 제2 중간 시간(T2) 동안 제2 소정의 임계 값(S2)보다 크거나 같을 때 실시될 수 있다.
[0042] 즉, 이러한 방법은 현재 도함수
Figure pat00008
를 제1 및 제2 소정의 임계 값(S1 및 S2)과 비교하여 도함수
Figure pat00009
가 부호를 변경하는지 확인함으로써 엔진(들)의 정지를 제어할 수 있게 한다. 그러한 비교는 또한 회전익 항공기의 비행 중에 또는 대안적으로 착륙 단계 동안에 또는 실제로 지상 또는 일반적으로 착륙 구역으로부터 회전익 항공기의 높이에 따라 지속적으로 실시될 수 있다.
[0043] 또한, 미리 결정된 시간(T)은 2개의 연속 시간, 즉 제1 중간 시간(T1) 및 제2 중간 시간(T2)으로 분할된다.
[0044] 이러한 제1 및 제2 소정의 임계 값(S1 및 S2) 및 제1 및 제2 중간 시간(T1 및 T2)은 다른 방식으로, 특히 컴퓨터 시뮬레이션, 비행 테스트 및 시행에 의해 규정될 수 있다. 제1 및 제2 소정의 임계 값(S1 및 S2) 및 제1 및 제2 중간 시간(T1 및 T2)은 또한 각 회전익 항공기마다 고유하며, 회전익 항공기의 임무 유형 및/또는 질량과 관련하여 상이한 파라미터의 함수로서 변할 수 있다.
[0045] 더욱이, 이러한 제1 및 제2 소정의 임계 값(S1 및 S2) 및 제1 및 제2 중간 시간(T1 및 T2)은 회전익 항공기에 탑재된 메모리에 저장된 상수 값일 수 있다.
[0046] 대안적으로, 제1 및 제2 소정의 임계 값(S1 및 S2) 및 제1 및 제2 중간 시간(T1 및 T2)은 또한 비행 중에 결정될 수 있고, 미리 결정된 계산 법칙에 따른 시간에 따라 변할 수 있으며, 회전익 항공기에 탑재된 메모리에 기록될 수 있다.
[0047] 본 발명의 특정 실시예에 따르면, 도함수
Figure pat00010
는 초당 현재 값(N2i)의 백분율(% N2i.s- 1)로 표현되며, 제1 소정의 임계 값(S1)은 -50% N2i.s-1 내지 -100% N2i.s-1일 수 있다.
[0048] 실제로, 이러한 제1 소정의 임계 값(S1)의 값들의 범위는 적어도 하나의 메인 로터 블레이드가 지면에 충돌함으로써 야기되는 현재 값(N2i)의 감속을 식별할 수 있게 한다.
[0049] 본 발명의 다른 양태에 따르면, 도함수
Figure pat00011
는 초당 현재 값(N2i)의 백분율(% N2i.s- 1)로 표현되고, 제2 소정의 임계 값(S2)은 +50% N2i.s-1 내지 +200% N2i.s-1일 수 있다.
[0050] 제2 소정의 임계 값(S)의 이러한 다른 범위의 값은, 예를 들어 블레이드 또는 블레이드들의 파손 및/또는 엔진과 메인 기어박스 사이의 연결 샤프트 파손을 나타내는 현재 값(N2i)의 가속도를 식별하는 것을 가능하게 한다. 실제로, 경 착륙 중에 지면과 충돌하는 블레이드는 엔진의 동력 터빈과 회전익 항공기의 동적 어셈블리 사이에서 기타 변속기 요소를 파손시킬 수도 있다.
[0051] 유리하게는, 제1 중간 시간(T1)은 1초 미만일 수 있고, 바람직하게는 100 밀리초 내지 800 밀리초일 수 있다.
[0052] 제1 소정의 임계 값(S1)의 값들의 범위와 마찬가지로, 제1 중간 시간(T1)에 대한 값들의 이 범위는 또한 적어도 하나의 블레이드가 지면에 충돌함으로써 야기된 현재 값(N2i)의 감속을 식별하는 데 도움이 된다.
[0053] 실제로, 제2 중간 시간(T2)은 1초 미만일 수 있고, 바람직하게는 100 밀리초 내지 800 밀리초일 수 있다.
[0054] 유사하게, 제2 중간 시간(T2)에 대한 이 값들의 범위는, 예를 들어, 블레이드 또는 블레이드들의 파손 및/또는 엔진과 메인 기어박스 사이의 연결 샤프트 파손을 나타내는 현재 값(N2i)의 가속도를 식별하는 데 도움이 된다.
[0055] 선택적으로 그리고 추가적으로, 엔진의 정지는 회전익 항공기의 엔진이 실제로 과속의 위험에 선행하는 단계에 있음을 확실하게 하는 데 도움이 되는 다른 요인에 의해 조절될 수 있다.
[0056] 본 발명의 제1 실시형태에 따르면, 가스 발생기는 "회전 속도(N1)"로 지칭되는 속도로 종축(AX)을 중심으로 회전하는 회전 어셈블리를 포함하며, 방법은 가스 발생기에 의해 도달된 회전 속도(N1)의 현재 값(N1i)을 측정하는 단계를 포함할 수 있다.
[0057] 이 경우, 정지 단계는 제3 소정의 임계 값(S3)보다 큰 회전 속도(N1)의 현재 값(N1i)에 의해 조절될 수 있다.
[0058] 따라서, 이러한 제3 소정의 임계 값(S3)은 가스 발생기가 자유 터빈을 회전시킬 수 있게 하는 가스를 공급하는 단계에서 엔진이 실제로 작동하고 있음을 보장하는 것을 가능하게 한다. 이를 통해, 예를 들어 자동 회전 비행 단계로 인한 과속 위험에 대해 잘못된 감지를 방지할 수 있다. 실제로, 이러한 자동 회전 비행 단계에서, 엔진이 회전익 항공기의 동적 어셈블리에 거의 동력을 제공하지 않더라도 현재 도함수
Figure pat00012
는 크게 달라질 수 있다.
[0059] 본 발명의 제2 실시형태에 따르면, 그 방법은 동력 샤프트(들)에 전달되는 엔진 토크(Tq)의 현재 값(Tqi)을 측정하는 단계를 포함할 수 있다.
[0060] 이 경우, 정지 단계는 제4 소정의 임계 값(S4)보다 높은 엔진 토크(Tq)의 현재 값(Tqi)에 의해 조절될 수 있다.
[0061] 이 제2 실시예에 따르면, 제4 소정의 임계 값(S4)은 또한 가스 발생기가 자유 터빈을 회전시킬 수 있도록 가스를 공급하는 단계에서 엔진이 작동하고 있음을 보장하는 것을 가능하게 한다. 이전과 마찬가지로, 의도는 예를 들어 자동 회전 비행 단계에 의해 발생하는 과속 위험을 식별하는 것을 방지하는 것이다.
[0062] 유리하게는, 상기 방법은 현재 도함수
Figure pat00013
를 처리하는 단계를 포함할 수 있고, 이 처리 단계는 현재 도함수
Figure pat00014
를 필터링 하고 및/또는 현재 도함수
Figure pat00015
의 평균값을 계산하는 것을 가능하게 한다.
[0063] 따라서, 이러한 처리 단계는 디지털 샘플링 현상에 대해 현재 도함수
Figure pat00016
의 필터링 된 값 또는 평균 값을 더욱 강건하게 만드는 데 도움이 된다.
[0064] 본 발명의 목적은 또한 회전익 항공기의 엔진을 위한 과속 안전 시스템을 제공하는 데 있으며, 엔진은 가스 발생기 및 동력 어셈블리를 포함하고, 동력 어셈블리는 가스 발생기에서 발생하는 가스에 의해 회전되는 적어도 하나의 동력 터빈을 포함하고, 동력 어셈블리는 동력 터빈에 회전 가능하게 고정된 적어도 하나의 동력 샤프트를 포함하고, 동력 어셈블리는 "회전 속도(N2)"로 지칭되는 속도에서 종축(AX)을 중심으로 회전하고, 과속 안전 시스템은,
- 미리 결정된 시간(T) 동안 동력 어셈블리에 의해 도달된 회전 속도(N2)의 현재 값(N2i)을 측정하기 위한 속도 센서;
- 엔진의 작동을 정지하기 위한 셧다운 시스템; 및
- 속도 센서와 셧다운 시스템 모두에 연결된 처리 유닛(21)을 포함한다.
[0065] 본 발명에 따르면, 이러한 처리 유닛이 "현재 도함수"
Figure pat00017
라고 칭하는 회전 속도의 현재 값(N2i)의 시간 도함수를 결정하고, 현재 도함수
Figure pat00018
가 미리 결정된 시간(T) 동안 부호를 엄밀하게 음의 값에서 엄밀하게 양의 값으로 변경할 때 엔진을 자동으로 정지함으로써 상술한 방법을 실시하도록 구성된다는 점에서 주목할 만한 가치가 있다.
[0066] 속도 센서는 예를 들어, 회전 속도가 측정되는 회전 부재에 회전 가능하게 고정된 포닉 휠 반대편에 위치한 전자기 센서를 포함할 수 있다.
[0067] 통상적으로, 포닉 휠에는 원주 방향으로 분포된 톱니를 포함하는 주변 영역이 구비될 수 있다. 포닉 휠의 톱니가 전자기 센서 앞을 통과할 때, 톱니는 생성된 자기장을 변경하고 전자기 센서의 코일에 교류를 유도하며, 그 주파수는 회전 속도에 비례한다.
[0068] 셧다운 시스템은 또한 연료를 가스 발생기로 분배하는 연료 계량 밸브를 포함할 수 있다. 예를 들어, 셧다운 시스템은 연료 계량 밸브에 의해 엔진 내부로 분사되는 연료의 양을 최소화하거나 심지어는 취소할 수 있다.
[0069] 이 셧다운 시스템은 또한 가스 발생기로 연료를 분배하는 적어도 하나의 펌프를 포함할 수 있다. 이 경우, 셧다운 시스템은 예를 들어 연료 펌프에 대한 전원 공급을 차단함으로써 엔진을 정지시킬 수 있다.
[0070] 또한, 처리 유닛은 논리 회로 또는 동등물, 또는 실제로 메모리에 저장된 명령을 실행하는 프로세서 또는 동등물과 같은 컴퓨팅 수단을 포함할 수 있다.
[0071] 특히, 처리 유닛은 엔진의 FADEC 일 수 있다. 다시 말하면, FADEC는 터보샤프트 엔진의 제어 장치로서, "Full Authority Digital Engine Control"의 약어이다.
[0072] 대안적으로, 처리 유닛은 또한 FADEC 고장의 경우에도 과속 상태에 있는 엔진이 셧다운될 수 있도록 FADEC와 병렬로 배치될 수 있다.
[0073] 과속 안전 시스템에 더하여, 본 발명은 또한 그러한 시스템을 포함하는 회전익 항공기에 관한 것이다.
[0074] 이러한 회전익 항공기는 적어도 하나의 엔진 및 이 엔진(들)을 위한 과속 안전 시스템을 포함한다.
[0075] 본 발명에 따르면, 이러한 회전익 항공기는 과속 안전 시스템이 전술 한 바와 같다는 점에서 주목할만한 가치가 있다.
[0076] 본 발명 및 그 장점은 첨부된 도면을 참조하여 예시로서 주어진 실시 예의 다음 설명으로부터 보다 상세하게 나타난다.
도 1은 본 발명에 따른 회전익 항공기의 측면도이다.
도 2는 본 발명에 따른 과속 안전 시스템을 나타내는 개략도이다.
도 3은 본 발명에 따라 시간의 함수
Figure pat00019
로서 현재 도함수의 변화를 나타내는 다이어그램이다.
도 4는 본 발명에 따라 과속 상태에 있는 회전익 항공기의 엔진을 정지시키는 방법의 제1 번형 예를 나타내는 제1 논리 다이어그램이다.
도 5는 본 발명에 따라 과속 상태에 있는 회전익 항공기의 엔진을 정지시키는 방법의 제2 번형 예를 나타내는 제2 논리 다이어그램이다.
도 6은 본 발명에 따라 과속 상태에 있는 회전익 항공기의 엔진을 정지시키는 방법의 제3 번형 예를 나타내는 제3 논리 다이어그램이다.
도 7은 본 발명에 따라 과속 상태에 있는 회전익 항공기의 엔진을 정지시키는 방법의 제4 번형 예를 보여주는 제4 논리 다이어그램이다.
[0077] 하나 이상의 도면에 존재하는 요소에는 각각 동일한 참조 번호가 주어진다.
[0078] 전술한 바와 같이, 본 발명은 회전익 항공기의 엔진을 정지시키는 방법, 과속 안전 시스템, 및 이를 장착한 회전익 항공기에 관한 것이다.
[0079] 도 1에 도시된 바와 같이, 이러한 회전익 항공기(1)는 적어도 공기 중의 회전익 항공기(1)의 양력에 기여하는 적어도 하나의 로터(2)를 회전시키는 적어도 하나의 엔진(10)을 포함한다. 또한, 엔진(들)(10)은 동력 전달 시스템(3)에 연결된다.
[0080] 이러한 엔진(10)은 통상적으로 터보샤프트 엔진일 수 있고, 가스 발생기(11) 및 동력 어셈블리(19)를 포함한다.
[0081] 도 2에 도시된 바와 같이, 동력 어셈블리(19)는 가스 발생기(11)로부터 발생된 가스에 의해 회전되는 적어도 하나의 동력 터빈(15) 및 동력 터빈(15)에 회전 가능하게 고정되는 적어도 하나의 동력 샤프트(16)를 포함한다.
[0082] 가스 발생기(11)의 회전 어셈블리(13)는, 특히 압축기 및 종축(AX)을 중심으로 회전 이동도를 갖고 가스 발생기(11)의 케이싱에 대해 "회전 속도(N1)"로 지칭되는 속도로 스스로 회전하는 팽창 터빈을 포함할 수 있다.
[0083] 마찬가지로, 동력 어셈블리(19)는 또한 섀시에 대해 종축(AX)을 중심으로 회전 이동도를 가질 수 있고 "회전 속도(N2)"로 지칭되는 속도로 자체적으로 회전할 수 있다.
[0084] 또한, 회전익 항공기(1)에는 과속 안전 시스템(20)이 장착될 수 있다. 이 과속 안전 시스템(20)은 미리 결정된 시간(T) 동안 동력 어셈블리(19)에 의해 도달된 회전 속도(N2)의 현재 값(N2i)을 측정하기 위한 속도 센서(30)를 포함한다.
[0085] 이러한 속도 센서(30)는, 예를 들어 동력 샤프트(16)에 회전 가능하게 고정된 포닉 휠(phonic wheel) 반대편에 위치한 전자기 센서를 포함할 수 있다.
[0086] 이러한 포닉 휠은 주변 구역에 배치된 톱니를 포함할 수 있으며, 이러한 톱니는 일정한 간격으로 원주 방향으로 분포되어 있다. 포닉 휠의 톱니가 속도 센서(30)의 앞을 통과할 때, 특히 자기장을 변경하고, 속도 센서(30)의 코일에 교류를 생성할 수 있으며, 그 주파수는 동력 샤프트(16)의 회전 속도에 비례한다.
[0087] 과속 안전 시스템(20)은 또한 검출 조건이 충족될 때 엔진(10)의 작동을 정지하기 위한 셧다운 시스템(25)을 포함한다.
[0088] 이러한 셧다운 시스템(25)은 가스 발생기(11)에 연료를 분배하는 연료 계량 밸브를 포함할 수 있다.
[0089] 이 셧다운 시스템(25)은 또한 가스 발생기(11)에 연료를 분배하는 적어도 하나의 펌프를 포함할 수 있다.
[0090] 과속 안전 시스템(20)은 또한 유선 또는 무선 수단에 의해 속도 센서(30)와 셧다운 시스템(25) 모두에 연결된 처리 유닛(21)을 포함한다.
[0091] 이 처리 유닛(21)은, 예를 들어 적어도 하나의 프로세서 및 적어도 하나의 메모리, 적어도 하나의 집적 회로, 적어도 하나의 프로그램 가능 시스템 또는 적어도 하나의 논리 회로를 포함할 수 있으며, 이러한 예는 "처리 유닛"이라는 표현으로 주어진 범위를 제한하는 것은 아니다. 용어 "프로세서"는 중앙 처리 장치 또는 CPU, 그래픽 처리 장치 또는 GPU, 디지털 신호 프로세서 또는 DSP, 마이크로 컨트롤러 등을 동등하게 지칭할 수 있다.
[0092] 처리 유닛(21)은 미리 결정된 시간(T) 동안 "현재 도함수"로 지칭되는 회전 속도(N2)의 현재 값(N2i)의 도함수
Figure pat00020
를 계산하는 것을 가능하게 한다.
[0093] 도 3에 도시된 바와 같이, 현재 도출된 값
Figure pat00021
은 시간의 함수에 따라 변할 수 있으며, 예를 들어 0 값 주위에서 진동한다.
[0094] 그 다음, 처리 유닛(21)은 현재 도함수
Figure pat00022
를 제1 및 제2의 소정의 임계 값(S1 및 S2)과 비교한다. 그러한 제1 및 제2 소정의 임계 값(S1 및 S2)은 다른 방식으로, 특히 컴퓨터 시뮬레이션, 비행 테스트 및/또는 시행(trials)에 의해 규정될 수 있다. 제1 및 제2 소정의 임계 값(S1 및 S2) 및 제1 및 제2의 중간 시간(T1 및 T2)은 또한 각 회전익 항공기마다 고유하며, 동일한 회전익 항공기의 경우, 예를 들어 회전익 항공기의 임무 유형 및/또는 질량에 관련된 상이한 파라미터의 함수로서 변할 수 있다.
[0095] 또한, 이러한 제1 및 제2 소정의 임계 값(S1 및 S2) 및 제1 및 제2의 중간 시간(T1 및 T2)은 회전익 항공기에 탑재된 메모리에 저장된 상수 값일 수 있다.
[0096] 대안적으로, 제1 및 제2 소정의 임계 값(S1 및 S2) 및 제1 및 제2 중간 시간(T1 및 T2)은 또한 비행 중에 결정될 수 있고, 회전익 항공기에 탑재된 메모리에 저장된 소정의 계산 법칙에 따라 시간에 따라 변할 수 있다.
[0097] 셧다운 시스템(25)은 현재 도함수
Figure pat00023
가 미리 결정된 시간(T)에 걸쳐 부호가 엄밀하게 음의 값으로부터 엄밀하게 양의 값으로 변경될 때 엔진(들)(10)의 정지를 제어한다.
[0098] 실제로, 셧다운 시스템(25)은, 현재 도함수
Figure pat00024
가 제1 중간 시간(T1) 동안 제1 소정의 임계 값(S1)보다 작거나 같을 때 엔진(들)(10)을 정지시킬 수 있고, 현재 도함수
Figure pat00025
는 제2 중간 시간(T2) 동안 제2 소정의 임계 값(S2)보다 크거나 동일하다.
[0099] 예를 들어, 제1 소정의 임계 값(S1)은 -50% N2i.s-1 내지 -100% N2i.s-1이고, 그리고 제2 소정의 임계 값(S2)은 +50% N2i.s-1 내지 +200% N2i.s- 1 이다.
[0100] 제1 중간 시간(T1) 및 제2 중간 시간(T2)은 각각 1초 미만이고, 바람직하게는 100 밀리초 내지 800 밀리초이다. 종합하면, 제1 중간 시간(T1) 및 제2 중간 시간(T2)은 미리 결정된 시간(T)과 동일하다.
[0101] 도 4 내지 도 7에 도시된 바와 같이, 본 발명은 또한 과속 상태에 있는 회전익 항공기(1)의 엔진(10)을 정지시키는 방법에 관한 것이다.
[0102] 따라서, 도 4에 도시된 바와 같이, 과속 상태에 있는 회전익 항공기(1)의 엔진(10)을 정지시키는 방법(40)의 제1 번형 예는 미리 결정된 시간(T) 동안 동력 어셈블리(19)에 의해 도달된 회전 속도(N2)의 현재 값(N2i)을 측정하기 위한 측정 단계(42)를 포함한다.
[0103] 그 다음, 방법(40)은 현재 도함수
Figure pat00026
를 결정하기 위한 결정 단계(43)를 포함한다.
[0104] 마지막으로, 방법(40)은 현재 도함수
Figure pat00027
가 미리 결정된 시간(T)에 걸쳐 부호를 엄밀하게 음의 값에서 엄밀하게 양의 값으로 변경될 때 엔진(10)을 자동으로 정지시키기 위한 정지 단계(45)를 실시한다.
[0105] 도 5에 도시된 방법(50)의 제2 번형 예에 따르면, 엔진(10)의 정지는 적어도 하나의 다른 파라미터에 의해 조절될 수 있다.
따라서, 방법(50)은 가스 발생기(11)에 의해 도달된 회전 속도(N1)의 현재 값(N1i)을 측정하는 단계(51)를 포함할 수 있다.
[0106] 그 다음, 방법(50)은 미리 결정된 시간(T) 동안 동력 어셈블리(19)에 의해 도달된 회전 속도(N2)의 현재 값(N2i)을 측정하기 위한 측정 단계(52), 현재 도함수
Figure pat00028
를 결정하기 위한 결정 단계(53), 및 엔진(10)을 자동으로 정지시키기 위한 정지 단계(55)를 실시한다.
[0107] 방법(50)의 이러한 제2 번형 예에 따르면, 정지 단계(55)는, 회전 속도(N1)의 현재 값(N1i)이 제3 소정의 임계 값(S3)보다 클 때 엔진(10)을 자동으로 정지시키는 것을 가능하게 하고, 그 다음 현재 도함수
Figure pat00029
는 미리 결정된 시간(T)에 걸쳐 엄밀하게 음의 값에서 엄밀하게 양의 값으로 부호를 변경한다.
[0108] 도 6에 도시된 방법(60)의 제3 번형 예에 따르면, 동력 샤프트(16)에 전달되는 엔진 토크(Tq)의 현재 값(Tqi)을 측정하기 위해 측정 단계(61)가 대안적으로 실시될 수 있다.
[0109] 2개의 이전 번형 예에서와 같이, 방법(60)은 미리 결정된 시간(T) 동안 동력 어셈블리(19)에 의해 도달된 회전 속도(N2)의 현재 값(N2i)을 측정하기 위한 측정 단계(62), 현재 도함수
Figure pat00030
를 결정하기 위한 결정 단계(63), 및 엔진(10)을 자동 정지하는 정지 단계(65)를 실시한다.
[0110] 방법(60)의 이러한 제3 번형 예에 따르면, 정지 단계(65)는 엔진 토크(Tq)의 현재 값(Tqi)이 제4 소정의 임계 값(S4)보다 클 때 엔진(10)을 자동으로 정지시킬 수 있게 하고, 그 다음 현재 도함수
Figure pat00031
는 엄밀하게 음의 값으로부터 엄밀하게 양의 값으로 바꿈으로써 미리 결정된 시간(T) 동안 부호를 변경한다.
[0111] 도 7에 도시된 방법(70)의 제4 번형 예에 따르면, 그 방법은 미리 결정된 시간(T) 동안 동력 어셈블리(19)에 의해 도달된 회전 속도(N2)의 현재 값(N2i)을 측정하기 위한 측정 단계(72), 현재 도함수
Figure pat00032
를 결정하는 단계(73), 현재 도함수
Figure pat00033
를 필터링 하고 및/또는 현재 도함수
Figure pat00034
의 평균값을 계산하기 위해 이 현재 도함수
Figure pat00035
를 처리하는 단계(74), 및 엔진(10)을 자동으로 정지시키는 정지 단계(75)를 실시한다.
[0112] 이 정지 단계(75)는 필터링 및/또는 평균화 된 현재 도함수
Figure pat00036
가 미리 결정된 시간(T)에 걸쳐 엄밀하게 음의 값에서 엄밀하게 양의 값으로 부호를 변경할 때 엔진(10)을 자동으로 정지시키는 것을 가능하게 한다.
[0113] 당연히, 부호의 변경 이외에, 필터링 및/또는 평균화 된 현재 도함수
Figure pat00037
는, 이러한 필터링 및/또는 평균화 된 현재 도함수
Figure pat00038
가 제1 중간 시간(T1) 동안 제1 소정의 임계 값(S1)보다 작거나 같을 때 엔진(들)(10)을 정지시키는 데 사용될 수 있으며, 그 다음 필터링 및/또는 평균화 된 현재 도함수
Figure pat00039
는 제2 중간 시간(T2) 동안 미리 결정된 제2 임계 값(S2)보다 크거나 같다.
[0114] 당연히, 본 발명은 그 실시와 관련하여 수많은 변형을 대상으로 한다. 여러 실시가 위에서 설명되었지만, 모든 가능한 실시형태의 완전한 식별은 생각할 수 없다는 것을 쉽게 이해해야 한다. 본 발명의 범위를 벗어나지 않고 설명된 수단을 동등한 수단으로 대체하는 것은 당연히 가능하다.
1: 회전익 항공기 2: 로터
3: 동력 전달 시스템 10: 엔진
11; 가스 발생기 13: 회전 어셈블리
15: 동력 터빈 16: 동력 샤프트
19: 동력 어셈블리 20: 과속 안전 시스템
21: 처리 유닛 25: 셧다운 시스템
30: 속도 센서
40,50,60,70: 엔진 정지 방법
42,52,62,72: 회전 속도 현재 값 측정 단계
43,53,63,73: 시간 도함수 결정 단계
45,55,65,75: 엔진 자동 정지 단계
AX: 종축 N1,N2: 회전 속도

Claims (13)

  1. 과속 상태에 있는 회전익 항공기(1)의 엔진(10)을 정지시키는 방법(40,50,60,70)으로서,
    상기 회전익 항공기(1)는 적어도 하나의 엔진(10)을 포함하고, 상기 엔진(10)은 가스 발생기(11) 및 동력 어셈블리(19)를 포함하고, 상기 동력 어셈블리(19)는 가스 발생기(11)로부터 발생하는 가스에 의해 회전되는 적어도 하나의 동력 터빈(15)을 포함하고, 상기 동력 어셈블리(19)는 동력 터빈(15)에 회전 가능하게 고정된 적어도 하나의 동력 샤프트(16)를 포함하고, 상기 동력 어셈블리(19)는 "회전 속도(N2)"로 지칭되는 속도로 종축(AX)을 중심으로 회전하고;
    상기 방법(40,50,60,70)은, 비행 중에,
    - 미리 결정된 시간(T) 동안 동력 어셈블리에 의해 도달된 회전 속도(N2)의 현재 값(N2i)을 측정하는 단계(42,52,62,72);
    - "현재 도함수"
    Figure pat00040
    라고 지칭하는 회전 속도(N2)의 현재 값(N2i)의 시간 도함수를 결정하는 단계(43,53,63,73), 및
    - 현재 도함수
    Figure pat00041
    가 미리 결정된 시간(T)에 걸쳐 엄밀하게 음의 값으로부터 엄밀하게 양의 값으로 부호를 변경할 때 엔진(10)을 자동으로 정지시키는 단계(45,55,65,75)를 포함하는 과속 회전익 항공기의 엔진 정지 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 정지 단계(45,55,65,75)는 현재 도함수
    Figure pat00042
    가 제1 중간 시간(T1) 동안 제1 소정의 임계 값(S1)보다 작거나 같고, 그 다음 현재 도함수
    Figure pat00043
    는 제2 중간 시간(T2) 동안 제2 소정의 임계 값(S2)보다 크거나 같은 것을 특징으로 하는, 과속 회전익 항공기의 엔진 정지 방법.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 현재 도함수
    Figure pat00044
    가 초당 현재 값(N2i)의 백분율(% N2i.s- 1)로 표현되고, 제1 소정의 임계 값(S1)은 -50% N2i.s-1 내지 -100% N2i.s-1인 것을 특징으로 하는, 과속 회전익 항공기의 엔진 정지 방법.
  4. 제 2 항에 있어서,
    상기 현재 도함수
    Figure pat00045
    가 초당 현재 값(N2i)의 백분율(% N2i.s- 1)로 표현되고, 제2 소정의 임계 값(S2)이 +50% N2i.s-1 내지 +200% N2i.s-1인 것을 특징으로 하는, 과속 회전익 항공기의 엔진 정지 방법.
  5. 제 2 항에 있어서,
    상기 제1 중간 시간(T1)이 1초 미만이고, 바람직하게는 100 밀리초 내지 800 밀리초인 것을 특징으로 하는, 과속 회전익 항공기의 엔진 정지 방법.
  6. 제 2 항에 있어서,
    상기 제2 중간 시간(T2)이 1초 미만이고, 바람직하게는 100 밀리초 내지 800 밀리초인 것을 특징으로 하는, 과속 회전익 항공기의 엔진 정지 방법.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 가스 발생기(11)가 "회전 속도(N1)"로 지칭되는 속도로 종축(AX)을 중심으로 회전하는 회전 어셈블리를 포함하고, 상기 방법(50)이 가스 발생기(11)에 의해 도달된 회전 속도(N1)의 현재 값(N1i)을 측정하는 단계(51)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 과속 회전익 항공기의 엔진 정지 방법.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 정지 단계(55)가 제3 소정의 임계 값(S3)보다 큰 회전 속도(N1)의 현재 값(N1i)에 의해 조절되는 것을 특징으로 하는, 과속 회전익 항공기의 엔진 정지 방법.
  9. 제 1 항에 있어서,
    상기 방법(60)이 적어도 하나의 동력 샤프트(16)에 전달되는 엔진 토크(Tq)의 현재 값(Tqi)을 측정하는 단계(61)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 과속 회전익 항공기의 엔진 정지 방법.
  10. 제 9 항에 있어서,
    정지 단계(65)가 제4 소정의 임계 값(S4)보다 큰 엔진 토크(Tq)의 현재 값(Tqi)에 의해 조절되는 것을 특징으로 하는, 과속 회전익 항공기의 엔진 정지 방법.
  11. 제 1 항에 있어서,
    상기 방법(70)이 현재 도함수
    Figure pat00046
    를 처리하는 단계(74)를 포함하고, 처리 단계(74)는 현재 도함수
    Figure pat00047
    를 필터링 하고 및/또는 현재 도함수
    Figure pat00048
    의 평균 값을 계산할 수 있게 하는 것을 특징으로 하는, 과속 회전익 항공기의 엔진 정지 방법.
  12. 회전익 항공기(1)의 엔진(10)을 위한 과속 안전 시스템(20)으로서, 엔진(10)은 가스 발생기(11) 및 동력 어셈블리(19)를 포함하고, 동력 어셈블리(19)는 가스 발생기(11)로부터 발생하는 가스에 의해 회전되는 적어도 하나의 동력 터빈(15)을 포함하고, 동력 어셈블리(19)는 동력 터빈(15)에 회전 가능하게 고정된 적어도 하나의 동력 샤프트(16)를 포함하고, 동력 어셈블리(19)는 "회전 속도(N2)"로 지칭되는 속도에서 종축(AX)을 중심으로 회전하고, 과속 안전 시스템(20)은,
    - 미리 결정된 시간(T) 동안 동력 어셈블리(19)에 의해 도달된 회전 속도(N2)의 현재 값(N2i)을 측정하기 위한 속도 센서(30);
    - 엔진(10)의 작동을 정지하기 위한 셧다운 시스템(25); 및
    - 속도 센서(30)와 셧다운 시스템(25) 모두에 연결된 처리 유닛(21)을 포함하고;
    상기 처리 유닛(21)은 제 1 항에 따른 방법(40,50,60,70)을 실시하도록 구성된 과속 안전 시스템(20).
  13. 적어도 하나의 엔진(10) 및 적어도 하나의 엔진(10)을 위한 과속 안전 시스템(20)을 포함하는 회전익 항공기(1)로서, 과속 안전 시스템(20)이 제 12 항에 따른 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3111668B1 (fr) * 2020-06-17 2023-04-07 Airbus Helicopters Procédé pour arrêter un moteur en survitesse, système et giravion associés
US11988158B2 (en) * 2021-07-19 2024-05-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Multi-fuel engine for an aircraft

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6321525B1 (en) * 2000-02-03 2001-11-27 Rolls-Royce Corporation Overspeed detection techniques for gas turbine engine
JP2004011459A (ja) * 2002-06-04 2004-01-15 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 舶用２軸型ガスタービンの過回転防止装置とその方法
EP3000986A1 (fr) * 2014-09-26 2016-03-30 Airbus Helicopters Procédé pour arrêter un moteur de giravion en survitesse, système et giravion associés

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4167096A (en) * 1974-08-08 1979-09-11 Westinghouse Electric Corp. Combined cycle electric power plant and a gas turbine having an improved overspeed protection system
US4044552A (en) * 1976-07-19 1977-08-30 General Motors Corporation Gas turbine engine synchronous speed detector
DE19857552A1 (de) * 1998-12-14 2000-06-15 Rolls Royce Deutschland Verfahren zum Erkennen eines Wellenbruches in einer Strömungskraftmaschine
FR2803051B1 (fr) * 1999-12-23 2002-05-03 Turbomeca Dispositif et procede de regulation de la puissance d'un groupe motopropulseur d'entrainement de rotor d'helicoptere
EP1746024B1 (en) * 2005-07-22 2007-11-07 Airbus Deutschland GmbH Method of controlling an aircraft in flight
FR2962165B1 (fr) 2010-07-02 2014-05-02 Turbomeca Detection de survitesse d'une turbine libre par mesure sur couplemetre
FR2967213B1 (fr) 2010-11-10 2012-10-26 Eurocopter France Procede de commande pour systeme de securite survitesse de moteurs d'aeronef et circuit de commande pour mettre en oeuvre ledit procede
FR2980174B1 (fr) 2011-09-16 2013-10-18 Eurocopter France Procede de commande pour systeme de securite survitesse, systeme et aeronef associe
FR2998542B1 (fr) * 2012-11-26 2015-07-17 Eurocopter France Procede et aeronef a voilure tournante muni de trois moteurs
FR3013390B1 (fr) * 2013-11-19 2019-01-25 Safran Helicopter Engines Turbomachine et procede de regulation
FR3019223B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Turbomoteur comprenant un dispositif de couplage mecanique commande, helicoptere equipe d'un tel turbomoteur et procede d'optimisation du regime de super-ralenti a puissance nulle d'un tel helicoptere
FR3019225B1 (fr) * 2014-03-27 2018-06-22 Safran Helicopter Engines Procede de detection d'une defaillance d'un premier turbomoteur d'un helicoptere bimoteur et de commande du second turbomoteur, et dispositif correspondant
FR3026438B1 (fr) 2014-09-26 2019-03-15 Airbus Helicopters Procede pour arreter un moteur de giravion en survitesse, systeme et giravion associes
FR3034403B1 (fr) 2015-03-31 2017-03-31 Airbus Helicopters Procede et dispositif pour arreter un turbomoteur en fonctionnement nominal
RU2602644C1 (ru) * 2015-10-29 2016-11-20 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Способ защиты двухконтурного турбореактивного двигателя от раскрутки турбины низкого давления
US10989063B2 (en) * 2016-08-16 2021-04-27 Honeywell International Inc. Turbofan gas turbine engine shaft break detection system and method
EP3330493B1 (en) * 2016-12-02 2019-05-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Control system and method for a gas turbine engine
FR3062881B1 (fr) * 2017-02-15 2019-03-15 Safran Helicopter Engines Procede et systeme de commande d'un dispositif d'urgence
EP3543504B1 (en) * 2018-03-23 2022-10-19 Ge Avio S.r.l. Control system and method for propeller-speed overshoot limitation in a turbopropeller engine
FR3089247B1 (fr) * 2018-11-30 2020-12-18 Airbus Helicopters Procédé et système pour arrêter une turbine à gaz et véhicule
FR3090576B1 (fr) * 2018-12-20 2021-09-10 Airbus Helicopters Procédé d’assistance pour aéronef monomoteur à voilure tournante lors d’une panne moteur.
FR3111668B1 (fr) * 2020-06-17 2023-04-07 Airbus Helicopters Procédé pour arrêter un moteur en survitesse, système et giravion associés

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6321525B1 (en) * 2000-02-03 2001-11-27 Rolls-Royce Corporation Overspeed detection techniques for gas turbine engine
JP2004011459A (ja) * 2002-06-04 2004-01-15 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 舶用２軸型ガスタービンの過回転防止装置とその方法
EP3000986A1 (fr) * 2014-09-26 2016-03-30 Airbus Helicopters Procédé pour arrêter un moteur de giravion en survitesse, système et giravion associés

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