[논문]고받음각에서 조종성능 및 안정성 증강을 위한 제어법칙에 관한 연구

김종섭; 황병문; 이동규

doi:10.5139/jksas.2005.33.10.060

고받음각에서 조종성능 및 안정성 증강을 위한 제어법칙에 관한 연구
A Study on Control Law Augmentation in order to Improve Aircraft Controllability and Stability in High Angle of Attack 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.33 no.10, 2005년, pp.60 - 67

김종섭 (한국항공우주산업(주)) , 황병문 (한국항공우주산업(주)) , 이동규 (한국항공우주산업(주))

초록
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현대의 고성능 전투기는 한계받음각 내에서 적절한 조종성(Controllability) 및 안정성(Stability)을 확보하고 있어야 한다. 고받음각에서 항공기가 이탈에 진입할 수 있는 한계값은 항공기 형상설계에 직결되는 문제이다. 하지만 현대의 고성능 전투기는 전기식 비행제어계통(Digital Fly-By-Wire Flight Control System)을 사용하여 고받음각 제어법칙을 설계함으로써 한계값 내에서 항공기의 안정성을 보장하고 있다. 현재, T-50 세로축 고받음각 제어법칙에는 (+)한계받음각 이상으로의 비행을 제한하는 받음각 제한기(Angle of Attack Limiter)가 설계되어 있다. 그러나 (-)한계받음각 이상으로 비행을 제한하는 받음각 제한기는 설계되어 있지 않아, 조종사의 과도한 (-)세로축 기동에 대해 항공기가 이탈에 진입할 수 있다. 그리고 T-50 비행시험에서 PA에서 과도한 (+)세로축 기동 시, 받음각(Angle of Attack)이 현재 설계되어 있는 한계받음각을 초과하는 문제점이 발생하였다. 본 논문에서는 고받음각 제어법칙을 일부 수정하여 한계받음각 내에서 항공기의 세로축 조종성능을 향상시키고, 항공기 안정성을 확보할 수 있는 제어법칙에 관한 연구를 수행하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

Modern version of supersonic jet fighter aircraft must have guaranteed appropriate controllability and stability in HAoA(high angle of attack). Limit value of aircraft entering into the deep stall in HAoA is related to aircraft configuration design. But, In order to guarantee the aircraft's safety in HAoA, control law for HAoA region implemented in digital Fly-By-Wire flight control system of supersonic jet fighter. The AoA limiter is designed for positive HAoA in longitudinal control law. But, aircraft departure during aggressive negative pitch maneuver such as push over in departure resistance flight test. Therefore negative AoA limiter is needed in longitudinal control law. Result of T-50 flight test show that the AoA is exceed the limit value during aggressive positive pitch maneuver in pull up of power approach mode. In this paper, the AoA limit control law in positive and negative AoA was proposed in order to improve aircraft controllability and stability.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

(-)받음각 제한기 설계를 통한 항공기 안정성을 해석하기 위해 비선형해석을 수행하였다. 본 논문에서는 F11 형상에 대한 자료를 대표적으로 도시하였다. Table 1은 F11 형상에서 PUPO 기동 을 수행한 결과를 나타내는더】, (-)받음각 제한기 를 적용했을 때 기존의 제어법칙에서 이탈에 진 입하여 항공기가 불안정했던 영역에서 항공기는 이탈에 진입하지 않았다.
본 논문에서는 PA에서 빠른 피치각속도 변화에 대해 한계받음각을 적절히 제한할 수 있도록 제어이득을 최적화하고, UA에서 (-)받음각 제한 기를 설계하여 상기와 같은 문제점을 해결함으로 써 세로축으로 조종성능 및 안정성을 개선하는 것을 목적으로 한다.

제안 방법

(-)받음각 제한기 설계를 통한 항공기 안정성을 해석하기 위해 비선형해석을 수행하였다. 본 논문에서는 F11 형상에 대한 자료를 대표적으로 도시하였다.
PA에서 피치각속도 워시아웃 이득의 증가 및 UA에서 (-)받음각 제한기의 설계에 의한 한계받 음각 내에서 항공기 안정성을 해석하기 위해 ATLAS를 이용한 비선형해석을 수행하였다. 본 논문에서는 받음각 17°, 30kft, PA 및 200knots, 35kft, UA, Fll, 무게중심 41.
그러나 현재 UA 및 PA에 대해 동일하게 설 계되어 있는 피치각속도 워시아웃 이득이 PA에서 빠른 피치각속도 변화율에 대해 적절하게 보 상해주지 못한다. 그러므로 Fig. 7과 같이 PA 에서 피치각속도 워시아웃 이득을 증가시켜 새로운 이득(K3pa)으로 설계하였으며, Fig. 8은 UA 및PA에서 피치각속도 워시아웃 이득을 나타낸다.
롤각속도는 세로-가로축 연계 현상(Pitch-Roll Coupling)에 의해서 발생할 수 있는 항공기의 이탈을 방지하기 위한 것으로 롤 각속도가 증가할수록 최대 받음각은 감소한다. 또한, 항공기의 과도한 피치각속도 변화율에 대해 받음각이 과도하게 증가하는 것을 방지하기 위하여 피치각속도 입력 단에 워시아웃 필터 (Washout Filter)를 설계한다. 이와 같은 세 가지 상태 변수의 합은 미리 설계되어진 값과 비교하여 그 차이량을 외 부루프(Outer Loop) 에 귀 환시 킴으로써 항공기가 큰 받음각에 도달하는 것을 방지한다.
받음각 제한기의 개선으로 인한 항공기의 안정 성을 해석하고 항공기 조종성능을 평가하기 위 해, 비선형해석 및 조종성능 평가를 수행하였다. 비선형해석은 항공기 안정성을 평가하기 위한 방법으로 ATLAS를 이용하였으며, 항공기의 조종 성능 평가는 HQS (Handling Quality Simulator) 를 이용한 조종사 평가를 수행하였다.
본 논문에서는 고받음각 제어법칙에 UA에서 (-)받음각 제한기를 설계하여 (-)세로축 방향으로 조종성능의 저하 없이 안정성을 확보하였으며, PA에서 피치각속도 워시아웃 이득을 최적화함으 로써 PA에서 세로축으로 안정성을 확보하였다.
PA에서 피치각속도 워시아웃 이득의 증가 및 UA에서 (-)받음각 제한기의 설계에 의한 한계받 음각 내에서 항공기 안정성을 해석하기 위해 ATLAS를 이용한 비선형해석을 수행하였다. 본 논문에서는 받음각 17°, 30kft, PA 및 200knots, 35kft, UA, Fll, 무게중심 41.1%에 대한 해석 자료를 도시하였다.
시험 항목은 UA에서 항공기의 이탈에 대한 안정성을 평가하기 위해 PUPO 기동에 대한 비 선형해석을 수행하였으며, 제어법칙의 변경으로 인한 조종성능의 저하를 평가하기 위해 세로축포 착(Pitch Capture)기동에 대해 조종성 평가를 수행하였다. 조종성 평가 기준은 CHR (Cooper Harper Rating) 및 PIO(Pilot Induced Oscillation) 등급이며, T-50 설계요구도는 Level 1 이다.
과도한 조종사 입력 및 외란에 의한 항공기의 이탈에 대한 안정성을 평가하기 위해, 현재 T-50 훈련기의 최대 후방 무게중심에서, 여러가지 항 공기 형상에 대하여 DR(Departure Resistance) 비행시험을 수행하고 있다. 이러한 고 위험도 비 행시험을 수행하기 위해, 항공기 비실시간 비선 형 6 자유도 비행 시뮬레이션 프로그램인 ATLAS (Aircraft Trim, Linear and Simulation)를 이용하 여, 시험영역에서 항공기가 조종사의 과도한 입 력으로 인해 이탈에 진입할 수 있는지 여부를 미리 평가한다. 이러한 시뮬레이션 결과를 통해, 이 탈에 진입할 수 있는 시험 영역에 대해서는 현재 항공기에 장착되어 있는 FCTP(Flight Control Test Panel)를 이용하여, 조종사의 조종명령 및 항공기의 받음각을 제한하여 비행시험을 수행한다.
그러나 전투기는 안정성 및 조종성능을 동시에 최적화시켜야 한다. 이러한 관점에서 조종성능의 저하여부를 판 단하기 위해 HQS를 이용하여 세로축에 대해 조 종성 평가를 수행하였다.
또한 비행시험 결과에서도 볼 수 있듯이, FCTP를 이용하여 조종사의 수직가속도 조종명령 을 제한하더라도 받음각이 (-)방향으로 과도하게 증가한다는 것을 볼 수 있다. 이러한 문제점을 해결하여 항공기의 (-)세로축 방향으로의 안정성 을 증강시키기 위해 Fig. 7과 같이 UA에서 (-)받 음각 제한기를 설계하였다. 또한 조종사의 (-)세 로축 기동에 대한 조종성능을 보장하기 위해, Fig.
이러한 고 위험도 비 행시험을 수행하기 위해, 항공기 비실시간 비선 형 6 자유도 비행 시뮬레이션 프로그램인 ATLAS (Aircraft Trim, Linear and Simulation)를 이용하 여, 시험영역에서 항공기가 조종사의 과도한 입 력으로 인해 이탈에 진입할 수 있는지 여부를 미리 평가한다. 이러한 시뮬레이션 결과를 통해, 이 탈에 진입할 수 있는 시험 영역에 대해서는 현재 항공기에 장착되어 있는 FCTP(Flight Control Test Panel)를 이용하여, 조종사의 조종명령 및 항공기의 받음각을 제한하여 비행시험을 수행한다. 그러나 FCTP는 차후 양산 항공기에는 적용 하지 못함으로 이탈에 진입할 수 있는 시험 영역 에 대해서는 제어법칙의 개선이 필요하다.
이는 임무 시 비상상황에서 항공기의 기수를 숙이려고 할 때, (-)받음각 제한기가 작동 하여 조종사의 기수숙임 명령을 제한할 수 있다. 이러한 항공기의 세로축 기동에 대한 조종성능을 평가하기 위해 세로축포착 기동을 수행하였다.

대상 데이터

시험영역은 Fig. 10과 같이 선정하였으며, UA 에서는 항공기의 무장형상에 대한 영향성을 해석 하기 위해, CAT 1에서는 Fll, CAT2에서는 F10, CAT3에서는 C₃형상에 대해, PA에서는 F11 형상 에 대하여 최대 후방무게중심인 41.1%에서 해석을 수행하였다. F10 형상은 Fig.

이론/모형

받음각 제한기의 개선으로 인한 항공기의 안정 성을 해석하고 항공기 조종성능을 평가하기 위 해, 비선형해석 및 조종성능 평가를 수행하였다. 비선형해석은 항공기 안정성을 평가하기 위한 방법으로 ATLAS를 이용하였으며, 항공기의 조종 성능 평가는 HQS (Handling Quality Simulator) 를 이용한 조종사 평가를 수행하였다.

성능/효과

4@20kft 영역에서 PIO 2를 획득한 것은 현재 제어법칙에 반영되어 있는 이 득에 의한 영향이며, (-)받음각 제한기에 의한 영 향 아니라는 것이 조종사의 견해이다. HQS 조종 성 평가 결과, (-)받음각 제한기에 의해 조종성능을 저하시키는 영향성은 없었으며, M0.4@20kft 영역을 제외한 모든 영역에서 조종성능 설계 요 구도인 Level 1을 획득할 수 있었다.
비선형해석 결과, UA, 저속영역에서 조종사의 과도한 (-)세로축 입력에 대해, 받음각이 (-)방향으로 과도하게 증가하여 항공기는 이탈에'진입하였다. 또한 비행시험 결과에서도 볼 수 있듯이, FCTP를 이용하여 조종사의 수직가속도 조종명령 을 제한하더라도 받음각이 (-)방향으로 과도하게 증가한다는 것을 볼 수 있다. 이러한 문제점을 해결하여 항공기의 (-)세로축 방향으로의 안정성 을 증강시키기 위해 Fig.
비선형해석 결과, UA, 저속영역에서 조종사의 과도한 (-)세로축 입력에 대해, 받음각이 (-)방향으로 과도하게 증가하여 항공기는 이탈에'진입하였다. 또한 비행시험 결과에서도 볼 수 있듯이, FCTP를 이용하여 조종사의 수직가속도 조종명령 을 제한하더라도 받음각이 (-)방향으로 과도하게 증가한다는 것을 볼 수 있다.
1%에서 POPU(Push over and pull up) 기 동을 수행한 비선형해석 결과이다. 비선형해석결 과에도 볼 수 있듯이 피치각속도 워시아웃 이득 을 증가시켜 설계한 이득(k3pa)을 적용했을 때 조종사의 과도한 입력에 의해 발생하는 빠른 피 치각속도 변화율에 대해 받음각 제한기의 명령이 미리 기수숙임 명령을 발생시킴으로써, 받음각이 급격히 증가하는 문제점을 해결하여 받음각이 한 계받음각 이상으로 초과하는 문제점을 개선할 수 있었다.

후속연구

이러한 시뮬레이션 결과를 통해, 이 탈에 진입할 수 있는 시험 영역에 대해서는 현재 항공기에 장착되어 있는 FCTP(Flight Control Test Panel)를 이용하여, 조종사의 조종명령 및 항공기의 받음각을 제한하여 비행시험을 수행한다. 그러나 FCTP는 차후 양산 항공기에는 적용 하지 못함으로 이탈에 진입할 수 있는 시험 영역 에 대해서는 제어법칙의 개선이 필요하다.

참고문헌 (6)

Neal, T. P. and Smith, R. E., 'An Inflight Investigation to Develop System Design Criteria for Fighter Airplanes', Air Force Flight Dynamics laboratory, WPAFB, Ohio, AFFDL TR-70-74, 1970
Cooper, G. E. and Harper, R. P., 'The Use of Pilot Rating in the Evaluation of Aircraft Handling Qualities', NASA TN-D 5153, 1969
Anderson, M. R. and Schmidt, D. T., 'Closed-Loop Pilot Vehicle Analysis of the Approach and Landingd Task', Journal of Guidance and Control, Vol. 10, No. 2, pp. 187 - 194, 1987

상세보기
McRuer, D. T. and Schmidt, D. T., 'Pilot-Vehicle analysis of Multi-Axis Tasks', Journal of Guidance and Control, Vol. 13, No. 2, pp. 348 - 355, 1990

상세보기
김종섭, 황병문, 정대희, 김성준, 배명환, '고받음각에서 항공기 이탈 방지를 위한 제어법칙에 관한 연구', 한국항공우주학회지, 제33권 7호, pp. 85-91, 2005

원문보기 상세보기
Toles, R. D., 'Test Information Sheet for Flight Controls & Handling Quality Tests of the T-50', Aeronautics Company-Fort Worth, Rev. No. 7, pp. 156 - 157, 2004

저자의 다른 논문 :

표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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