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문제 정의
- 본 논문에서는 저고도 초음속 영역에서 충격파의 영향으로 IMFP에서 측정되는 오차정보가 제어법칙에 적용될 경우, 항공기 안정성 및 조종성능을 평가하기 위하여 민감도해석 및 HQS를 이용한 조종사 평가를 수행하였다.
제안 방법
- 각각의 센서에서 측정된 전압력과 정압력은 센서 및 항공기 장착 위치에 대한 보정을 고려한 공기 정보 보정 표(Air-data calibration table)를 이용하여 보정된 후, 중간 값을 채택하여 비행 제어법칙에 제공된다. 제어법칙에 제공되어 보정된 정압력및 전압력을 이용하여 고도/속도를 계산한다. 최종적으로 고도/속도/받음각과 같은 항공기 상태정보를 이용하여 각각의 비행조건에서 최적화된 제어이득을 결정하여 제어법칙에 적용한다.
- 평가한다. 이러한 평가를 통해 지속적으로 제어법칙을 보완하고 데이터베이스를 수정하여 제어이득을 최적화한다.
- 항공기 제어이득 설계에 사용되는 고도/속도/ 받음각과 같은 항공기 상태정보를 획득하기 위해, T-50 훈련기에는 새로운 개념의 센서인 IMFP를최초로 도입하여 적용하였다. 이전의 항공기에서 검증되지 않은 센서의 적용으로 인해, 비행시험 시 예상치 못한 여러가지 문제가 발생할 수 있다.
- 항공기는 무장형상에 따라 CAT(Category) 1, 2 및 3으로 나누는데, 본 논문에서는 항공기 형상을 CAT 1의 대표적인 형상인 Clean형상에 대해 해석을 수행하였으며, CAT 1에 대한 1차 구조진동 모드(First Structure Mode)는 10 Hz( = 62 rad/sec) 부근이다. 비행단계는 UA(Up and away) 형상으로 A 비행단계 (Category A Flight Phase)를 설계기준으로 하였다.
- rad/sec) 부근이다. 비행단계는 UA(Up and away) 형상으로 A 비행단계 (Category A Flight Phase)를 설계기준으로 하였다. A 비행단계는 급격한 항공기 기동 및 정밀추적을 요하는 비행단계로, 공대지추적 (GA: Ground attack), 공대공추적 (CO: Air-to-air combat), 무장투하(WD: Weapon Delivery) 등과 같은 기동이 포함되어 있다.
- 이러한 비행단계에서도 각각의 임무에 따라 속도범위에 차이가 있다. 본 논문에서 제시한 설계기준에서의 속도범위는UA모드에 대해 공대공추적과 같은 급격한 기동이 필요한 비행단계를 설계기준으로 하여, V, 는 115 knots, Vs血은 받음각 15°로 속도는 약 141 knots, %은 730 knots 이며, Vomaxe 650 knots 이다.
- 였으며, 항공기에 제공되는 고도/속도 오차 정보는 Table 1과 같다. 이러한 공기정보오차가 발생되었을 때, 항공기 안정도 여유를 해석하기 위하여 세로축 및 가로-방향축으로 민감도해석을 수행하였고, 민감도해석을 통해 이득여유(Gain margin), 위상여유 (Phase margin), 감쇄 및 주파수에 대해 설계기준에 대한 만족여부를 판단하였다. 또한 오차 가격함수(Mismatch cost function)> 이용하여 오차 가격 값이 큰 등가저차시스템에 대해서는 HQS 조종사 시뮬레이션을 수행하여 조종성 평가를 수행하였다 [8].
- 이러한 공기정보오차가 발생되었을 때, 항공기 안정도 여유를 해석하기 위하여 세로축 및 가로-방향축으로 민감도해석을 수행하였고, 민감도해석을 통해 이득여유(Gain margin), 위상여유 (Phase margin), 감쇄 및 주파수에 대해 설계기준에 대한 만족여부를 판단하였다. 또한 오차 가격함수(Mismatch cost function)> 이용하여 오차 가격 값이 큰 등가저차시스템에 대해서는 HQS 조종사 시뮬레이션을 수행하여 조종성 평가를 수행하였다 [8].
- 저고도 초음속영역에서 충격파의 영향으로 발생되는 공기정보오차에 대해 항공기의 민감도 해석을 수행하기 위해 세로축 선형화 모델을 이용하여 안정도 여유, 단주기 모드의 감쇄 및 주파수를 해석하였다.
- 가로-방향축 선형화 모델을 이용하여 공기 정보 오차에 대한 항공기의 민감도해석을 수행하기 위해 안정도 여유, 더치롤모드의 감쇄 및 주파 수해 석을 하였다.
- 그러나 본 영역에서는 오차가격값이커서 등가저차함수가 잘 맞지 않은 영역으로 민감도해석 결과를 신뢰할 수 없다. 그러므로 본영역에서는 HQS 조종사 시뮬레이션을 수행하여조종성능 및 비행 안정성을 평가하였다.
- 공기정보오차가 30%인 경우는 고고도 초음속 비행 결과에서 볼 수 있었듯이 실제 발생할 수 있는 오차범위를 벗어남으로 HQS 조종사 시뮬레이션을 수행하지 않았다. 평가항목은 세로축포착(Pitch capture) 및 가로축포착(Roll capture) 기동으로 CHR(Cooper Harper Rating) 및 PIO (Pilot Induced Oscillation)로 평가한다[7]. 본 논문에서는 공기정보오차가 20%인 경우를 도시하였다.
- T-50에는 신뢰성 있는 공기정보를 획득하기위해, 3개의 IMFP가 항공기에 장착되어 있다. 3 개의 정보를 받아 중간 값을 채택함으로써 고도 /속도/받음각과 같은 항공기 상태정보를 제어법칙에 제공한다. 이러한 항공기 상태정보는 각각의 비행조건에 대하여 최적의 조종성능 및 안정성을 보장하는 제어이득을 결정하는 중요한 인자가 된다.
- 본 논문에서는 공기정보오차 모델을 적용하여생성한 제어이득을 항공기에 적용하여, 민감도해석을 수행하였으며, HQS를 이용하여 조종사시뮬레이션을 수행하여 조종성능 및 안정성을 평가하였다. 민감도해석 결과, 시험영역에서 설계기준인 Level 1을 만족할 수 있었다.
대상 데이터
- 채택하고 있다[5]. 항공기의 제어법칙에 사용되는 고도/속도/받음각과 같은 항공기의 상태정보는 항공기의 전방동체에 장착되어 있는 3개의 IMFP로부터 획득한다. 제어법칙에 적용되어 있는 제어이득은 이러한 항공기 상태정보를 이용하여 세로축(Longitudinal axis)에는 고도/ 속도, 가로-방향축 (Lateral-directional axis)에는 고도/속도/받음각에 '대해 설계되어 있다.
- 그러나 현재 IMFP로부터 제공되는 미끄럼각 정보는 제어법칙에 적용되지 않고 있는데, 추후 비행시험에 의한연구를 통하여 검증한 후에 적용할 예정이다. 1 개의 온도센서 정보는 FLCC A, B, C 채널로 온도정보를 제공한다. 이와 같이 각각의 채널로 입력 된 항공기 상태정보는 FLCC 내에서 데이터를 공유하며, 미끄럼각 정보는 제어귀환 변수로사용된다.
- 시험영역은 Fig. 4와 같이 저고도 초음속 영역에 대해 선정하였다. 초음속영역에서 충격파의 영향으로 IMFP에서 발생할 수 있는 공기 정보 오차를 -30, -20, -10, 10, 20, 30%로 흐}.
- 평가항목은 세로축포착(Pitch capture) 및 가로축포착(Roll capture) 기동으로 CHR(Cooper Harper Rating) 및 PIO (Pilot Induced Oscillation)로 평가한다[7]. 본 논문에서는 공기정보오차가 20%인 경우를 도시하였다.
성능/효과
- 주파수는전영역에 대해 설계기준인 Level 1을 만족하고있다. 감쇄는 전영역에서 설계기준인 Level 1을만족하였으며, 공기정보오차가 증가할수록 감쇄는 감소하는 경향성을 보였다.
- 민감도해석 결과, 공기정보오차가 10, 20, 30% 에서 세로축으로 설계기준을 만족하지 못하였다. 위 영역은 충격파의 영향으로 발생하는 정압력의오차로 인해, 항공기가 초음속 상태에서 아음속영역의 이득을 사용하는 영역으로 항공기는 불안정해 질 수 있다.
- 그러나 본 영역에서는 오차 가격 값이 커서 등가저차함수가 잘 맞지 않은 영역이다. 따라서 민감도해석 결과는 신뢰할 수 없음으로, 공기정보오차가 10, 20%인 경우, H* QS 이용하여 조종성능 및 비행 안정성을 평가하였다. 공기정보오차가 30%인 경우는 고고도 초음속 비행 결과에서 볼 수 있었듯이 실제 발생할 수 있는 오차범위를 벗어남으로 HQS 조종사 시뮬레이션을 수행하지 않았다.
- 시뮬레이션 결과, 세로축포착 기동에서는 PIO 1 및 CHR 3 로 설계기준인 Level 1을 만족할 수 있었으며, PIO 경향성은 발생하지 않았다. 가로축포착 기동에서는 PIO 경향성은 발생하지 않았으나, 조종사가 가로축포착 시, 미소한 가로축 흔들림(OscialItion)이 발생하여 포착이 용의하지 않아, PIO 1 및 CHR 4로 설계기준인 Level 1을 만족할 수 없었다.
- 가로축포착 기동에서는 PIO 경향성은 발생하지 않았으나, 조종사가 가로축포착 시, 미소한 가로축 흔들림(OscialItion)이 발생하여 포착이 용의하지 않아, PIO 1 및 CHR 4로 설계기준인 Level 1을 만족할 수 없었다. 이러한 결과는 가로-방향축 민감도해석 결과에서 더치롤 모드 감쇄는 전 영역에 대해 설계 기준을 만족하지 만, 공기정 보오차가 증가할수록 감쇄가 감소하여 가로축포착 시 흔들림이 발생하여 포착이 용의하지 않았던 것으로 판단된다. 그리고 세로축으로 설계기준을 만족한 것은, 정안정성 완화 개념의 항공기는 초음속 영역에서 공력중심 (Aerodynamic center)이 후방으로 이동하여 항공기의 안정성이 증가된 결과로 보인다.
- HQS 조종사 시뮬레이션 결과, 공기 정보 오차에 의해 세로축으로는 조종성능 및 안정성이 저하되는 경향성은 발생하지 않았다. 그리고 가로축으로는 조종성능의 저하가 발생하여 설계기준을 만족하지 못하였지만, 항공기 안정성 및 안전성에는 영향이 없었다.
- 민감도해석 결과, 시험영역에서 설계기준인 Level 1을 만족할 수 있었다. 그러나 HQS 조종사 시뮬레이션 결과, 세로축으로는 설계기준인 Level 1을 만족할 수 있었으나, 가로축으로는조종성 저하가 발생하여 설계기준을 만족하지 못하였다.
- 민감도해석 결과, 가로-방향축 전영역에서는설계기준인 Level 1을 만족할 수 있었으며, 세로축에서는 공기정보오차가 10, 20, 30%인 경우 대부분의 영역에서 설계기준인 Level 1을 만족하지못하였다. 그러나 본 영역에서는 오차가격값이커서 등가저차함수가 잘 맞지 않은 영역으로 민감도해석 결과를 신뢰할 수 없다.
후속연구
- 첫 번째 미끄럼각 측정기로부터 측정된 정보는 FLCC A, B 채널로 제공되며, 두 번째 미끄럼각 측정기로부터 측정된 정보는 FLCC B, C 채널로 제공된다. 그러나 현재 IMFP로부터 제공되는 미끄럼각 정보는 제어법칙에 적용되지 않고 있는데, 추후 비행시험에 의한연구를 통하여 검증한 후에 적용할 예정이다. 1 개의 온도센서 정보는 FLCC A, B, C 채널로 온도정보를 제공한다.
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