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문제 정의
다이나모 시험은 실제 회전체에 대한 DCU의 제동 수행기능 확인하기 위해 실시되었다.<그림 10>에 Dynamo 시스템의 개념을 나타내었다.
약자로서 Hardware의 개발에 있어서 개발품의 기능 을 점검하고, 성능을 평가하기 위한 Simulator이다. 본 연구에서는 항공기 ABS Controller인 DCU의 개 발을 위해 항공기 Dynamic Model과 실제 유압 제동 시스템을 연계하여, DCU의 기능 및 성능을 평가하였 다. 항공기 Dynamic Model은 6자유도를 가지도록 개발되었으며, Real-Time Interface System에서 실 시간으로 Simulation 된다.
본 원고에서는 1999년부터 4년간 민군겸용기술개 발사업을 통해 개발된 Mark V (Brake-By-Wire) System에 대한 개발결과를 소개하고자 한다.
본고에서는 항공기용 ABS System인 Mark V(Brake-By-Wire) System의 개발현황에 대해 소개하였다. 항공기용 ABS System의 개발은 항공기 장착시험 전 Simulation은 물론 HILS 및 Dynamo Test 등의 충분한 시험에 의해 검증되어야 하며, 또한 HILS 및 Dynamo 시스템의 신뢰성도 보장되어야만 가능하다.
제안 방법
<그림 10>에 Dynamo 시스템의 개념을 나타내었다. 본 시험은 훈 련기/통제기급 Dynamo 시스템에 적용되었으며, DCU의 실제 장착을 고려하여 DCU 및 Dynamo와 HILS 인터페이스용 BOX를 설계/제작하여, HILS 와 Dynamo 시스템 연계 작업을 수행하였다. 휠 속도를 측정하기 위해, Dynamo 시스템에 Wheel Speed Sensor를 부착하였으며, Wheel 과 Dynamo에 각각 적용하였다.
항공기 Dynamic Model은 6자유도를 가지도록 개발되었으며, Real-Time Interface System에서 실 시간으로 Simulation 된다. 유압 제동시스템은 항공 기용 Control Valve 및 Brake Assembly를 적용하여 개발되었다.
그러나 다양한 노면 상태 하에서 제동을 수행하여야 하기 때문에, 제동압력을 적절히 제어하는 것이 매우 어렵다. 이것을 해결하기 위해 본 논문에서는 두가지의 제동압력을 사용한다. 첫번째는 제어신호로 출력되지 않고, 내부적으로만 계산되는 최적제동압력과 두번째는 skid를 재빨리 방지하기 위한 실제제동압력을 각각 사용하는 것이다.
4 정도로 모사하였다. 적용성의 다양화를 위해, 다양한 항공기 질량을 갖는 경우에 대해서도 시험을 수행하였 다. 노면 상태와 ABS의 작동 유무, 그리고 착륙 시 수 직력 등이 고려되었다.
휠 속도를 측정하기 위해, Dynamo 시스템에 Wheel Speed Sensor를 부착하였으며, Wheel 과 Dynamo에 각각 적용하였다. 제동토크 및 마찰계수를 얻기 위해 Wheel Housing에 부착된 Load Cell로부터 Wheel에 작용된 합성 힘을 측정하여, 역으로 마찰계수를 산출 하였다. Wheel 표면에 오일을 적용하여 노면조건을 변화시키며 다양한 노면 조건을 연출하여 데이터를 획 득하였다.
그후 1960년대에 Mark Ⅱ가 출시되었으며, Mark Ⅱ는 제동압력을 On-Off^. 제어하는 대신 서보밸브를 비례적으로 제어하는 개념을 적용하여 제동성능을 향상시켰다. 하지만 1966년 FAA (Federal Aviation Administration)에서 제트기의 경우 젖은 노면(Wet Runway)에서의 제동거리 제한을 마른 노면 (Dry Runway)의 1.
본 시험은 훈 련기/통제기급 Dynamo 시스템에 적용되었으며, DCU의 실제 장착을 고려하여 DCU 및 Dynamo와 HILS 인터페이스용 BOX를 설계/제작하여, HILS 와 Dynamo 시스템 연계 작업을 수행하였다. 휠 속도를 측정하기 위해, Dynamo 시스템에 Wheel Speed Sensor를 부착하였으며, Wheel 과 Dynamo에 각각 적용하였다. 제동토크 및 마찰계수를 얻기 위해 Wheel Housing에 부착된 Load Cell로부터 Wheel에 작용된 합성 힘을 측정하여, 역으로 마찰계수를 산출 하였다.
대상 데이터
제동토크 및 마찰계수를 얻기 위해 Wheel Housing에 부착된 Load Cell로부터 Wheel에 작용된 합성 힘을 측정하여, 역으로 마찰계수를 산출 하였다. Wheel 표면에 오일을 적용하여 노면조건을 변화시키며 다양한 노면 조건을 연출하여 데이터를 획 득하였다. 오일을 바르지 않았을 때의 마찰계수는 0.
국내에서는 항공기용 ABS 시스템의 개발 이전 무한 관계로 본 연구에 사용된 Valve는 러시아에 있는 항공기 부품제작사인 R사에서 제작되었으며 , 실제 러시아 중형항공기에 적용되는 것이다. 최대 허용압력은 3, 000 psi이며, 최대 허용제어전류는 30 mA이다.
바퀴 속도를 측정하기 위해, 미국의 H사에서 제작된 항 공 기 용 Wheel Speed Sensor를 구 입하였으며 , 에 나타내었다.
각각 나타내었다. 제어기의 Main Processor는 TMS320F240-20MHz를 사용하였으며, Speed Sensors, Pressure Sensors 및 Pedal Sensors를 위한 Analog I/O 및 28VDC Relays를 위한 Digital I/O를 가지고 있다.
성능/효과
따라서 새로운 제어기법의 도입이 필요하였으며, 1970년대 초반 기존의 감속도 기준 대신 슬립을 기준으로 제동압력을 최적으로 제어할 수 있는 Mark Ⅲ가 개발되었다. Mark Ⅲ의 제동거리는 Mark Ⅱ에 비해 25-30(%], Mark I에 비해 50〔%〕의 단축효과 를 얻을 수 있었으며, 또한 90%이상의 제동효율을 얻 을 수 있었다. 1970년대 후반 마이크로프로세서를 탑 재한 Mark IV가 출시되었으며 , 회로의 변경 없이 소프트웨어에 의해 항공기 모델별 파라미터의 수정이 용 이해졌으며, 다양한 제어 알고리즘을 적용할 수 있게 되었다.
기본 제어알고리즘에 따라 제어 명령을 인가흐}는 DCU 그리고 제동시스템에 유압을 공급하는 유압 펌프로 이루어진다. 개발된 DCU는 조종사의 제동명령 인가 및 그에 따른 수행 결과를 통해 DCU의 성능을 평가하였으며, 실시간 HILS 시험으로 확인되었다. 구현된 HILS 시스템은< 그림 7>에 나타내었다.
후속연구
개발된 기술은 현재 KAI에 의해 개발된 KH1 에 적용하기 위해 별도의 과제를 수행 중에 있으며, 비교적 적용이 용이한Mark IV System으로 개발되고 있다. 최종적으로는 항공기에 장착하여, 지상시험 및 비행시험을 통해, 개발된 시스템의 최종검증을 준비 중에 있다.
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