듀얼식 헬리콥터 비행 조종 장치

듀얼식 헬리콥터 비행 조종 장치 {A 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.

비행 조종 장치는 항공기의 비행 특성을 조종하는 장치로, 조종 신호가 입력되는 방식에 따라 기계식 조종 방식과 전자식 조종 방식으로 구분될 수 있다.

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.

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.

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.

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.

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.

여기서, 조종 입력부의 입력 신호를 전기적 신호로 변환하고, 전기적 신호에 근거하여 제2 구동부재를 제어하는 전자식 제어부를 더 포함할 수 있다.

그리고, 제1 구동부재는 유압 액츄에이터를 포함하여 구성되고, 제2 구동부재는 전자기 액추에이터(electromagnetic actuator)를 포함하여 구성될 수 있다.

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.

이때, 제1 조종 모드 중 제2 구동 부재는 제1 구동 부재가 링크 부재를 동작시킬 수 있도록 해제 상태를 유지할 수 있다.

그리고, 제2 조종 모드 중 제2 구동 부재의 구동에 의해 링크 부재와 연결된 제1 구동 부재가 동작하도록 구성될 수도 있다.

한편, 제1 조종 모드 또는 제2 조종 모드를 선택하는 조종 모드 선택부를 더 포함하여 구성될 수 있다.

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.

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.

일 예로, 작동기 레버는 메인 로터의 회전 내용을 조종하는 것일 수도 있고, 또는 테일 로터의 회전 내용을 조종하는 것일 수도 있다.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

이하에서는 도 3 및 도 4를 참조하여, 전술한 비행 조종 장치가 적용된 예를 구체적으로 설명하도록 한다.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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 선택부