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문제 정의
- [1-4] 그러나 유인 항공기(Piloted Air- craft)의 조종성능을 해석적으로 정확히 예측하는 설계 요구조건의 정립은 조종사의 조종부하(Pilot Workload)가 주어진 비행임무, 비행 시의 외부환 경 및 조종사의 상태에 따라 다르기 때문에 대단히 어렵다. 따라서 발전된 비행제어계통은 조종사에게 비행임무에 따라 다양하게 최적의 비행제어 모드를 제공하는 것이 궁극적 목표이다. 이러한 제어법칙의 적용으로 현대의 전투기는 공대공 및 공대지 전투에서 조종성능을 확보함과 동시에 안정성을 확보하게 된다.
- 5로 하여 스케줄링을 적용했을 때 정밀 추적성능이 개선되는 결과를 얻을 수 있었다. 본 논문에서 350knots@20Kz UA형상에 대한 비행시험 자료를 제시하였다.
- 는 문제점을 비행시험 조종사가 제기하였다. 본 논문에서는 이러한 문제점을 개선하기 위하여 새로운 개념의 세로축 제어법칙 적용에 관한 연구 방향을 제시하며, ATLAS (Aircraft Trim, Linear and Simulation)를 이용한 비선형 해석, HQS 조종사 시뮬레이션 및 비행시험을 통해 제어법칙의 적절성을 검증하는 것을 목적으로 한다.
제안 방법
- FCTP(Flight Control Test Panel)를 사용하여 조종사가 스케줄링 기능을 선택할 수 있도록 하였다. FCTP 주파수를 이용하여 조종사 필터이득의 값(B.P_Kpfn)을 선택할 수 있도록 하였고, 기간을 이용하여 수직가속도 중 지점(B.P_Kpfn)을 선택할 수 있도록 구현하였다.
- 명령초기(변위차가 큰 경우)에는 조종사 필터 이득 을 증가시켜 전체포착성능을 최적화하였으며, 정 상상태에 도달하는 명령후기(변위차가 작은 경 우)에는 조종사 필터이득을 감소시켜 정밀추적성능을 최적화 하였다. FCTP(Flight Control Test Panel)를 사용하여 조종사가 스케줄링 기능을 선택할 수 있도록 하였다. FCTP 주파수를 이용하여 조종사 필터이득의 값(B.
- 6은 350knots@20K, UA형상에서 공대공 추적 비행시험을 수행한 결과이다. HQS 조종사 시뮬레이션 결과를 바탕으로 하여, 수직가속도 중지점을 1로 하고, 명령후기에 필터이득을 100 % 및 60%로 스케줄링하였다. 조종사 견해로는 세로축 흔들림 현상은 명령 후기에 필터이득을 감소시킬수록 줄어들었으나 요구도를 만족할 수준은 아니었다.
- HQS 조종사 시뮬레이션에서는 공대공 추적 및 세로축 포착 기동을 수행하였다. 수직가속도 중지점을 1로 선택하여 필터이득을 100%, 60% 및 40%로 스케줄링하였다.
- UA 에서 정밀추적성능을 개선시켜 전체포착 성능과 정밀추적성능을 동시에 최적화하기 위해서 Fig. 2와 같이 조종사 필터를 스케줄링하였다. 조종사 명령과 귀환된 수직가속도의 차이가 작은 경우, 필터이득을 감소시켜 보다 정밀한 추적으로 정밀추적 성능을 최적화시키며, 조종사 명령과 귀환된 수직가속도우의 차이가 큰 경우, 필터이득을 증가시켜 좀 더 빠른 응답특성으로 전체포착성능을 최적화 시킬 수 있다.
- 항공기의 제어법칙은 다음과 같은 과정을 거쳐 설계된다. 먼저 공력, 추진, 중량 및 힌지 모멘트로 구성된 데이터베이스로부터 평형상태를 계산하는 트림과정을 수행하고, 각 트림 조건에서 항공기의 선형화 모델을 구한 후, 항공기 모델에 대한 선형해석을 이용하여 제어법칙을 설계한다. 전비행영역에 대해 제어법칙을 스케줄링한 후 비선형 6-자유도 시뮬레이션을 통하여 제어법칙을 검증하고 보완한다.
- 3과 같이 T-50에 적용하였다. 명령초기(변위차가 큰 경우)에는 조종사 필터 이득 을 증가시켜 전체포착성능을 최적화하였으며, 정 상상태에 도달하는 명령후기(변위차가 작은 경 우)에는 조종사 필터이득을 감소시켜 정밀추적성능을 최적화 하였다. FCTP(Flight Control Test Panel)를 사용하여 조종사가 스케줄링 기능을 선택할 수 있도록 하였다.
- 비선형해석 및 HQS 조종사 시뮬레이션 결과를 바탕으로 T-50 제어법칙에 조종사 필터이득을 스케줄링하는 제어법칙을 추가하여 비행시험을 수행하였다. 비행시험 결과, 명령후기에 조종사필 터 이득을 60%정도로 감소시키고, 수직가속도중 지점을 0.
- T-50 공대공 추적 시험에서 정밀추적성능이 Level 2로 HQ 요구도(Requirement)를 만족하지 못하는 영역에 대해, 속도에 대한 영향성을 관찰하기 위하여 아음속, 천음속, 초음속 영역에서 Table 1과 같이 시험영역을 선정하였다. 세로축 응답 특성을 예측하기 위하여 비선형 해석을 수행하였으며, 공대공 및 세로축 포착(Pitch Capture) 기동에 대하여 HQS 조종사 시뮬레이션을 수행하였다.
- HQS 조종사 시뮬레이션에서는 공대공 추적 및 세로축 포착 기동을 수행하였다. 수직가속도 중지점을 1로 선택하여 필터이득을 100%, 60% 및 40%로 스케줄링하였다. 공대공추적 기동은 조종사 필터이득 스케줄링에 따른 정밀조종성능의 개선 여부를 판단하기 위함이며, 세로축 포착 기동은 필터이득의 감소에 따른 세로축 HQ 저하를 판단하기 위한 기동이다.
- 또한 명령초기에 가로축 흔들림 현상이 발생하여 전체포착의 어려움이 있었다. 위 결과를 이용하여 수직가속도 중지점을 0.5로변경하여, 필터이득의 스케줄링에 따른 영향성을 평가하였다.
- 먼저 공력, 추진, 중량 및 힌지 모멘트로 구성된 데이터베이스로부터 평형상태를 계산하는 트림과정을 수행하고, 각 트림 조건에서 항공기의 선형화 모델을 구한 후, 항공기 모델에 대한 선형해석을 이용하여 제어법칙을 설계한다. 전비행영역에 대해 제어법칙을 스케줄링한 후 비선형 6-자유도 시뮬레이션을 통하여 제어법칙을 검증하고 보완한다. 마지막으로 HQS (Handling Quality Simulator)에 의한 항공기의 조종성능을 검증하는 단계를 거치면 제어법칙설계 작업은 종결된다.
- 조종사 필터이득 변화에 따른 항공기 세로축 응답을 예측하기 위해, ATLAS (Aircraft Trim, Linear and Simulation)를 이용하여 단위계단응 답(Step Response) 기동에 대하여 비선형 해석을 수행하였다.
대상 데이터
- T-50 공대공 추적 시험에서 정밀추적성능이 Level 2로 HQ 요구도(Requirement)를 만족하지 못하는 영역에 대해, 속도에 대한 영향성을 관찰하기 위하여 아음속, 천음속, 초음속 영역에서 Table 1과 같이 시험영역을 선정하였다. 세로축 응답 특성을 예측하기 위하여 비선형 해석을 수행하였으며, 공대공 및 세로축 포착(Pitch Capture) 기동에 대하여 HQS 조종사 시뮬레이션을 수행하였다.
이론/모형
- T-50 세로축 비행제어법칙 구조는 모델 역변환 기 법 (Dynamic Inversion) 과 비례 -적 분 (Propor- tional-plus-Integral) 제어방식이며, 또한 기동시 초기 피치각속도(Pitch Rate)의 증강을 위한 개루프 제어명 령 (Open Loop Feed Forward Control Command)이 사용된다. 조종명령은 비 행 단계 부 류 A(Flight Phase Category A, UA : Up & Away Mode)의 경우는 전체포착성능의 최적화 를 위해 수직가속도 추종시스템(Normal Acceleration Following System) 이고, 비행단계 부류 C (Flight Phase Category C, PA : Power Approach Mode)는 정밀추적성능의 최적화를 위해 피치각속도 추종시스템이다.
- 공대공 추적 시 전체포착성능과 정밀추적성능을 개선시키기 위해 조종사의 수직가속도 명령과 귀환된 수직가속도 명령의 변위차를 변수로 하는 제어법칙을 Fig. 3과 같이 T-50에 적용하였다. 명령초기(변위차가 큰 경우)에는 조종사 필터 이득 을 증가시켜 전체포착성능을 최적화하였으며, 정 상상태에 도달하는 명령후기(변위차가 작은 경 우)에는 조종사 필터이득을 감소시켜 정밀추적성능을 최적화 하였다.
성능/효과
- 450knots@20kft, UA형상에서는 명령후기에 조종사 필터이득을 감소시킬수록 세로축 흔들림 현 상은 줄어들어 정밀추적성능을 개선할 수 있었으며, 세로축 포착 기동에서 HQ는 개선되는 결과를 얻었다.
- 500knots@20kft, UA형상에서는 명령초기에 가로축 흔들림 현상이 발생하여 전체포착성능의 저하가 발생하였지만, 명령후기에 조종사 필터이득 을 감소시킬수록 세로축 흔들림 현상이 줄어들어 정밀추적성능을 개선시킬 수 있었다. 그리고 세 로축 포착 기동에서는 HQ가 개선되는 결과를 얻었다.
- HQS 조종사 시뮬레이션 결과에 의하면 명령 후기에 조종사 필터이득을 40%정도로 감소시키고, 수직가속도 중지점을 1로 스케줄링 하였을 때 전체포착성능의 저하 없이 정밀추적성능이 개선되는 결과를 얻을 수 있었으며, 세로축 방향으로 HQ 요구도를 만족할 수 있었다.
- T-50 비행시험 결과, 수직가속도 중지점을 0.5로 하고 명령후기에 조종사 필터이득을 60%로 스케줄링 하였을 때, 전체포착성능의 저하 없이 정밀추적성능을 개선시킬 수 있었으며, 세로축 방향으로 HQ 요구도를 만족할 수 있었다.
- T-50 제어법칙의 개선은 현재 비행시험을 통하여 지속적으로 보완되고 있으며, 본 연구의 결과, 조종사의 수직가속도 명령과 귀환된 수직가속도 명령의 변위차를 변수로 하여 명령초기(변위차가 큰 경우)에는 필터이득을 증가시켜 전체포착성능을 최적화시키고, 명령후기에는(변위차가 작은 경우) 필터이득을 감소시켜 정밀추적성능을 최적 화하는 새로운 개념의 제어법칙을 적용함으로써 공대공 추적기동에서 전체포착성능의 저하 없이 정밀추적성능을 개선시킬 수 있음을 알았다.
- 6@20K, UA, FO(Clean) 형상에서 단위계단입력에 대한 피치각속도를 나타낸다. 비선형 해석 결과, 조종사 필터이득이 감소할수록 세로축으로 과도 응답 특성은 줄어들었다. 또한 피치각속도 응답은 느려지나, 정밀조종이 용이해짐으로써 명령후기에 필터이득을 감소시킴으로써 공대공 추적기동에서 정밀추적성능을 향상시킬 수 있을 것으로 예상 된다.
- 비선형해석 및 HQS 조종사 시뮬레이션 결과를 바탕으로 T-50 제어법칙에 조종사 필터이득을 스케줄링하는 제어법칙을 추가하여 비행시험을 수행하였다. 비행시험 결과, 명령후기에 조종사필 터 이득을 60%정도로 감소시키고, 수직가속도중 지점을 0.5로 하여 스케줄링을 적용했을 때 정밀 추적성능이 개선되는 결과를 얻을 수 있었다. 본 논문에서 350knots@20Kz UA형상에 대한 비행시험 자료를 제시하였다.
- 350knots@20kft, UA형상에서는 가로축 흔들림 (Roll Bobble) 현상이 발생하여 명령초기에 전체 포착성능의 저하가 발생하였지만, 명령후기에 조종사 필터이득이 감소함에 따라 세로축 흔들림현상 (Pitch Bobble) 은 줄어들어 정밀주적성능이 개선되었다. 세로축 포착 기동에서는 필터이득이 감소함에 따라, 세로축으로 HQ 저하가 발생하였으나, 요구도는 만족할 수 있었다.
- 5로 변경하고 명령후기에 필터이 득을 100%, 80% 및 60%로 스케줄링을 하여 공대공추적을 수행한 결과이다. 수직가속도 중지점 이 1일 때보다 0.5일 때가 세로축 흔들림이 감소하여 정밀추적성능을 개선되는 결과를 가져왔으며, 필터이득이 60%일 때 정밀추적성능이 개선되어 요구도를 만족할 수 있었다. 또한 세로축 포착 기동에서는 세로축으로 HQ 저하가 발생하지 않았다.
- 2와 같이 조종사 필터를 스케줄링하였다. 조종사 명령과 귀환된 수직가속도의 차이가 작은 경우, 필터이득을 감소시켜 보다 정밀한 추적으로 정밀추적 성능을 최적화시키며, 조종사 명령과 귀환된 수직가속도우의 차이가 큰 경우, 필터이득을 증가시켜 좀 더 빠른 응답특성으로 전체포착성능을 최적화 시킬 수 있다.
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