선택한 단어 수는 입니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
선택한 단어 수는 30입니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
문제 정의
- 본 연구에서는 IMFP의 결함 시 제어법칙에 적용되는 형상 재구성 모드에 대한 비행 안전성을 해석하기 위해, 전비행영역에 대하여 선형해석 및 HQS 조종사 시뮬레이션을 수행하였고, 실제 T-50 비행시험에서 IMFP 결함으로 인하여 발생했던 형상 재구성 모드에 대한 사례를 제시하여 비행 안정성을 검정하는 것이 목적이다.
제안 방법
- 항공기의 제어법칙에 사용되는 고도/속도/받음각 정보는 항공기에 장착되어 있는 통합 다기능 감지기(IMFP : Integrated Multi-Function Probe) 로부터 정보를 획득한다. 제어법칙에 적용되어 있는 이득은 이러한 항공기의 상태 정보를 이용하여 세로축(Longitudinal Axis) 에는 고도/속도, 가로-방향 축(Lateral-Directional Axis) 에는 고도/속도/받음각에 대해 이득을 설계한다. 또한, 제어법칙에는 IMFP의 3중 및 분리되지 않는 2중 결함에 대해 비행 안전성을 확보하기 위하여 형상 재구성 모드(Air Data Reconfiguration Mode)에 대한 대기 이득(Stand-By Gain)이 설계되어 있다.
- 2는 IMFP의 고장처리 방식을 나타낸다. 2중 이상의 IMFP가 고장이 나고, EGI(Embeded GPS/ INS)조차 고장이 나서 제3의 정보로부터 고장 판단이 되지 않는 경우, Table 1과 같이 대기이득을 설정하여 최소한의 비행 안정성을 보장하도록 형상 재구성 모드(Air Data Reconfiguration Mo- de)에 대한 제어법칙을 설계한다.
- 본 논문에서는 항공기 형상을 CAT 1에 대해 해석을 수행하였으며, CAT 1에 대한 1차 구조진동 모드(First Structure Mode)는 10 Hz(= 62 rad/ sec) 부근이다. 비행단계는 형상 재구성 모드인 것을 고려하여, UA에서 B 비행단계(Category B Flight Phase)를 설계기준으로 하였고, PA에서는 C 비행단계 (Category C Flight Phase)를 설계기준으로 하였다.
- sec) 부근이다. 비행단계는 형상 재구성 모드인 것을 고려하여, UA에서 B 비행단계(Category B Flight Phase)를 설계기준으로 하였고, PA에서는 C 비행단계 (Category C Flight Phase)를 설계기준으로 하였다. B 비행단계는 급격한 항공기 기동 및 정밀추적을 요하지 않는 비행단계로, 상승, 하강, 순항 등과 같은 기동이 포함되어 있다.
- 이러한 비행단계에서도 각각의 임무에 따라 속도범위에 차이가 있다. 본 논문에서 제시한 설계기준에서의 속도범위는 UA 모드에 대해 상승 및 하강과 같은 급격한 기동의 필요가 없는 비행단계를 설계기준으로 하여, %는 125 knots, V0min 받음각 15°로 속도는 약 141 knots, Vle 730 knots 이며, V0max은 650 knots 이다. 또한, PA에서는 착륙과 같은 정밀추적을 요하는 비행단계에 두어, Vs은 125 knots, V0min 은 받음각 20°로 속도는 약 123 knots, Vle 300 knots 이며, Vomaxe 275 knots이다.
- 94%이다. 이러한 기본 무게중심에서 IMFP의 결함으로 인해 형상 재구성 모드로 변경되어 제어법칙의 이득이 대기이득으로 적용될 경우, 항공기 안정도 여유를 해석하기 위하여 세로축 및 가로-방향 축선형 해석을 수행하였고, 선형해석을 통해 이득 여유(Gain Margin) 및 위상여유(Phase Margin) 의설계기준에 대한 만족여부를 판단하였다. 이 때, 설계기준을 만족하지 못하는 영역에 대해서는 HQS(Handling Quality Simulator)를 이용한 조종사 시뮬레이션을 통해 조종성 및 안정성 평가를 수행하였다.
- 형상 재구성 모드로 제어법칙이 전환됨으로 인해 시스템 안정도 여유를 해석하기 위하여 선형화 모델을 이용하여 가로-방향축 선형해석을 수행하였다. 해석범위를 시스템에 대한 이득 여유 및 위상여유로 하여 해석을 수행하였다.
- 해석범위를 시스템에 대한 이득 여유 및 위상여유로 하여 해석을 수행하였다.
- 선형해석에서 설계기준을 만족하지 못하는 영역에 대해서는 HQS 조종사 시뮬레이션을 수행하여 조종성 및 비행 안정성을 평가하였다. 그런데 UA에서는 IMFP 결함으로 인한 형상 재구성 모드 시 항공기 운용을 아음속 영역으로 제한되어 있고, 대기이득은 아음속에서 정적으로 가장 불안정한 이득을 사용한다.
- 선형해석 결과로부터 UA에서 이득여유 및 위상 여유가 설계기준을 만족하지 못하는 영역에 대해 HQS를 이용한 조종사 시뮬레이션을 수행했다. 해석방법으로는 조종성 평가를 수행하기 위해 부드러운 조종사 입력을 이용한 세로축포착(Pitch Capture) 및 가로축포착(Roll Capture) 기동을 수행한다.
- 해석방법으로는 조종성 평가를 수행하기 위해 부드러운 조종사 입력을 이용한 세로축포착(Pitch Capture) 및 가로축포착(Roll Capture) 기동을 수행한다. 또한, 항공기 주파수 및 감쇄를 평가하기 위하여 세로축 가진(Pitch Doublet) 및 가로-방향축 가진(Yaw-roll Doublet)에 대한 기동을 수행한다.
- 해석방법으로는 조종성 평가를 수행하기 위해 부드러운 조종사 입력을 이용한 세로축포착(Pitch Capture) 및 가로축포착(Roll Capture) 기동을 수행한다. 또한, 항공기 주파수 및 감쇄를 평가하기 위하여 세로축 가진(Pitch Doublet) 및 가로-방향축 가진(Yaw-roll Doublet)에 대한 기동을 수행한다. 형상 재구성 모드가 제어법칙에 적용 될 경우, 항공기의 기동을 제한하고 있기 때문에 다소 급격한 기동에 대해서는 평가하지 않았다.
- 이러한 기본 무게중심에서 IMFP의 결함으로 인해 형상 재구성 모드로 변경되어 제어법칙의 이득이 대기이득으로 적용될 경우, 항공기 안정도 여유를 해석하기 위하여 세로축 및 가로-방향 축선형 해석을 수행하였고, 선형해석을 통해 이득 여유(Gain Margin) 및 위상여유(Phase Margin) 의설계기준에 대한 만족여부를 판단하였다. 이 때, 설계기준을 만족하지 못하는 영역에 대해서는 HQS(Handling Quality Simulator)를 이용한 조종사 시뮬레이션을 통해 조종성 및 안정성 평가를 수행하였다.
대상 데이터
- 그러나 현재 IMFP로부터 제공되는 미끄럼각 정보는 제어법칙에 적용되지 않고 있는데, 추후 비행시험에 의한 연구를 통하여 검증한 후에 적용할 예정이다. 1개의 온도센서 정보는 FLCC A, B, C 채널로 온도정보를 제공한다. 이와 같이 각각의 채널로 입력 된 정보는 FLCC 내에서 데이터를 공유한다.
- 시험영역은 Fig. 3과 같이 T-50 전비행영역(Flight Envelop)에 대해 선정하였다. T-50 훈련기의 기본 임무 시 세로축 방향으로의 무게중심은 UA의 경우 37.
이론/모형
- 형상 재구성 모드가 제어법칙에 적용 될 경우, 항공기의 기동을 제한하고 있기 때문에 다소 급격한 기동에 대해서는 평가하지 않았다. 조종성 평가 기준은 CHR (Cooper Harper Rating) 등급이며[7], 형상 재구성 모드일 경우 설계 기준인 Level 2를 만족하는지 평가한다[6]. 그리고 착륙 시 조종성 저하 여부에 대하여 조종사로부터 견해를 받았다.
- 12는 T-50 비행시험 시 UA에서 IMFP 결함으로 인한 형상 재구성 모드로 제어법칙이 전환되었던 사례를 나타내고 있다. 제어법칙의 형상 재구성 모드전환으로 인해 IMFP로부터 측정된 고도/속도/받음각 정보는 제어법칙으로 귀환되어지지 않으며, M0.8@10kftz 받음각 2.5°의 조건으로 UA에서 설계된 대기이득이 제어법칙에 적용되었다. 갑작스런 대기이득 변경으로 인한 항공기의 급격한 반응을 제거하기 위해 제어법칙에는 완충로직(Sump Logic)이 조종면 명령단에 적용되어 있는데, 이는 조종면(Control Surface)이 갑작스럽게 반응하지 않도록 시간을 지연하는 효과가 있다.
성능/효과
- 95@40k에서 항공기 트림을 수행할 때, 세로축 방향으로 미소의 주기적인 진동현상이 있었지만, 항공기 안정성에 영향을 미칠 정도는 아니었다. 세로축 가진에 대해서는 대체적으로 세로축으로 2번의 과도응답 후에 항공기는 안정화되었으며, 가로-방향 축 가진에 대해서는 가로-방향축으로 1번 이내의 과도응답 후에 항공기는 안정화되었다.
- 또한 가로-방향축 포착은 정상 모드에서의 항공기 응답특성과 동일하여, 가로-방향 축으로는 조종성 저하가 발생하지 않았다. PA로 항공기 착륙 시에 조종성 저하가 발생하지 않았으며, UA보다는 항공기가 다소 안정적이었다. PA에서는 선형해석 결과와 동일하게 항공기는 안정적이었으며, 착륙 시에 조종성 저하는 발생하지 않았다.
- 조종사가 가로축으로 조종입력을 입력함에 따라 가로 방향으로 항공기 운동이 발생하였으며, 롤에 의한 미끄럼 각을 상쇄시키기 위해 수직꼬리날개가 정상적으로 작동하여 가로축 운동에 의한 방향축 운동을 상쇄시킨다. 조종성 확인 결과, 항공기는 정상적으로 조종면이 작동되었으며, 항공기 반응도 정상적이 었다.
- 속도 140 knots 받음각 9°를 유지하고 있으며, 항공기가 지면에 착지(Touch Down)시 받음각 및 미끄럼각 정보는 제어법칙으로 귀환되지 않는다. 또한, 착륙 접근 비행 시 피치각속도 및 요우각속도는 ±3 deg/sec, 롤각속도는 ±5 deg/sec 이내로 정상 착륙 접근 시와 같이 항공기 반응은 정상적이었다.
- 본 사례는 T-50 훈련기의 제어법칙에 적용되어있는 형상 재구성 모드가 IMFP 결함 시에 대기 이득을 사용하여 항공기의 안전성을 보장해 준다는 것을 단적으로 보여준다.
- 이 때, IMFP의 결함으로 인하여 항공기의 상태정보를 제어법칙에 적용하지 못할 경우에는 항공기 안정성을 보장하기 위하여 형상 재구성 모드를 제어법칙에 적용하여 대기이득을 설정한다. 본 논문에서 제시한 해석 및 비행시험 결과와 같이, T-50 훈련기의 제어법칙에 적용되어 있는 대기이득은 IMFP 결함 시 항공기의 안전성을 보장해 주었다. 또한 비행시험에서 발생한 IMFP 결함으로 인해 형상 재구성 모드로 전환되어 대기이득이 제어법칙에 적용되었을 때, 항공기는 안정적이었다.
- 본 논문에서 제시한 해석 및 비행시험 결과와 같이, T-50 훈련기의 제어법칙에 적용되어 있는 대기이득은 IMFP 결함 시 항공기의 안전성을 보장해 주었다. 또한 비행시험에서 발생한 IMFP 결함으로 인해 형상 재구성 모드로 전환되어 대기이득이 제어법칙에 적용되었을 때, 항공기는 안정적이었다.
- HQS 조종사 시뮬레이션 결과, 세로축으로는 조종성 저하가 다소 발생하였지만, 항공기는 안정적이었다. 또한 가로-방향축 포착은 정상 모드에서의 항공기 응답특성과 동일하여, 가로-방향 축으로는 조종성 저하가 발생하지 않았다.
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 의한 연구를 통하여 검증한 후에 적용할 예정이다. 1개의 온도센서 정보는 FLCC A, B, C 채널로 온도정보를 제공한다.
- 만약 IMFP가 2중 고장이 났을 경우, EGI가 정상 작동하는 상태라면 EGI의 값을 이용하여 고장 판단을 할 수 있으므로 1개의 정상 센서를 이용하여 제어하게 된다. 현재 T-50 제어법칙에는 EGI 값을 사용하지 않고 있는데, 추후 비행시험을 통하여 검증한 후에 제어법칙에 적용할 예정이다.
- 특히, PA 주요운용 영역인 137knots에서 290knots 구간에서는 이득여유 및 위상 여유는 충분하다는 것을 알 수 있다. 가로-방향축 해석결과로부터 IMFP 결함으로 인해 형상 재구성 모드가 제어법칙에 적용될 경우, 가로-방향축 항공기 안정성이 보장될 것으로 판단된다.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.