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문제 정의
- 본 논문에서 단일 조종면의 고장 발생 시, 항공기의 안정성 및 비행성을 분석하기 위해 선형해석 및 HQS 조종사 시뮬레이션을 수행하였다. 선형해석 결과, 일부 저속 영역에서 Level 2로 조종성 저하가 발생하였으나, 조종면 고장 발생 시의 설계기준을 만족할 수 있었다.
- 본 연구에서는 항공기의 착륙외장형상에서 단일 조종면의 고장에 의해 조종면 형상 재구성 모드가 제어법칙에 적용될 경우, 항공기의 동특성 및 안정성을 해석하기 위해 선형해석을 수행하였다. 그리고 착륙에 대한 비행성 저하여부를 판단하기 위해, HQS를 이용하여 조종사 시뮬레이션을 수행하였다.
제안 방법
- 또한 항공기의 무장형상에 따라 CAT(Category) I, H, Ⅲ 로 나눌 수 있으며, 항공기 형상에 따라 착륙 외장형상인 PA(Power Approach)와 착륙장치가 올려진 UA(Up and Away)로 나누어진다. 그리고 위에서 정의된 분류에 따라 동력학적 요구 조건을 적용하여, 세로축에는 모델 역변환설계기법(Dynamic Inversion)과 비례-적분(Proportional-plus-integral) 제어방식, 가로-방향축에는 단순 롤 각속도 궤환 구조 및 미끄럼각-미끄럼각속도 궤환 구조를 적용하여 제어법칙을 설계하였다[8-14].
- 그리고 착륙에 대한 비행성 저하여부를 판단하기 위해, HQS를 이용하여 조종사 시뮬레이션을 수행하였다.
- 단일 조종면 고장 시, HQS 조종사 시뮬레이션을 이용하여 착륙 속도영역에서 조종성 시험 (Controllability Test)을 수행하였으며, 착륙에 대한 비행성 저하여부를 확인하기 위해 착륙 시뮬레이션을 수행하였다. 조종성 시험은 고도 5 kft 에서 속도가 150, 170 및 200 knots로 하여 부드러운 피치 및 롤 조종사 입력을 가하였다.
- 또한 가로-방향축 연계효과를 방지하기 위해서 가로축운동 시 수직꼬리날개를 사용하여 롤에 의한 미끄럼각을 상쇄시킨다.
- 조종성 시험은 고도 5 kft 에서 속도가 150, 170 및 200 knots로 하여 부드러운 피치 및 롤 조종사 입력을 가하였다. 또한 착륙은 직선진 입 (Straight-in approach)에 대하여 평가하였으며, 이때 시뮬레이션 환경은 T1 급 난류(Turbulence) 와 5 knots 측풍(Crosswind)으로 하였다.
- 선형해석을 통해 세로축 및 가로-방향축에 대하여 이득 및 위상여유(Gain and Phase Margin) 의설계기준에 대한 만족여부를 판단하였다. 또한, 등가저 차시스템을 이용하여 세 로축 방향으로는 단주기 모드(Short-Period Mode), 가로-방향 축으로는 더치롤 모드(Dutch-Roll Mode), 롤모드(Roll Mode) 및 스파이럴 모드(Spiral Mode)에 대 해 설계기준에 대한 만족여부를 판단하였다. 단, 등가저차시스템을 이용한 선형해석은 오차가격함수 (Mismatch Cost Function)# 평가하여 해석 결과의 정확성을 판단하였다.
- 본 논문에서는 항공기 형상을 CAT 1의 대표적인 형상인 FO(Clean)에 대하여 선형해석을 수행하였으며, C 비행단계(Category C Flight Phase)를 설계기준으로 하였다. C 비행단계는 급격한 항공기 기동은 요하지 않으나, 착륙을 위한 정밀추적을 요하는 비행단계로, 이륙 및 착륙과 같은 기동이 포함되어 있다.
- 2와 같이 T-50 착륙 외장형상의 설계점(Design Points)을 선정하였다. 선형해석을 통해 세로축 및 가로-방향축에 대하여 이득 및 위상여유(Gain and Phase Margin) 의설계기준에 대한 만족여부를 판단하였다. 또한, 등가저 차시스템을 이용하여 세 로축 방향으로는 단주기 모드(Short-Period Mode), 가로-방향 축으로는 더치롤 모드(Dutch-Roll Mode), 롤모드(Roll Mode) 및 스파이럴 모드(Spiral Mode)에 대 해 설계기준에 대한 만족여부를 판단하였다.
- 미친다. 수직꼬리날개의 고장 시, 요우명령은 수평꼬리날개와 플레퍼론을 이용하여 수행한다. 플레퍼론에 의해 롤을 발생시키면 미끄럼 각이 발생하고, 수평꼬리날개로 플레퍼론에 의해 발생한 롤만을 보상시켜서 미끄럼각을 유지한다.
- 조종면의 고장으로 인해 형 상 재 구성 모드가 항공기에 적용될 때, 착륙외장형상에서 항공기 안정성 및 비행성을 분석하기 위해 선형해석 및 HQS 조종사 시뮬레이션을 수행하였다. 선형해석을 위한 시험영역은 Fig.
- 조종면의 고장으로 인해 형상 재구성 모드로 제어법칙이 전환될 경우, 시스템의 안정도 여유 및 항공기 동특성을 해석하기 위해 선형화 모델을 이용하여 세로축 및 가로-방향축 선형해석을 수행하였다. 해석에 고려된 조종면 고장 형상은 왼쪽 수평꼬리날개, 왼쪽 플레퍼론 및 수직꼬리날개가 각각 고장이 났을 경우로 하였다.
- 수행하였다. 조종성 시험은 고도 5 kft 에서 속도가 150, 170 및 200 knots로 하여 부드러운 피치 및 롤 조종사 입력을 가하였다. 또한 착륙은 직선진 입 (Straight-in approach)에 대하여 평가하였으며, 이때 시뮬레이션 환경은 T1 급 난류(Turbulence) 와 5 knots 측풍(Crosswind)으로 하였다.
- 단, 등가저차시스템을 이용한 선형해석은 오차가격함수 (Mismatch Cost Function)# 평가하여 해석 결과의 정확성을 판단하였다. 최종적으로 HQS 조종사 시뮬레이션을 이용하여 착륙임무를 실시간으로 수행함으로써 형상 재구성 모드의 적용 시, 착륙에 대한 비행성을 평가하였다.
- 플레퍼론의 고장 시, 정상 작동하는 플레퍼론과 수평꼬리날개를 이용하여 롤명령을 분담하여 수행한다. 그리고 착륙 시에 플레퍼론의 비대칭 변위로 인해 발생하는 롤 현상을 막기 위해, 피치명령인 플랩스케쥴을 20°에서 0°로 감소시킨다.
대상 데이터
- 조종사 시뮬레이션을 수행하였다. 선형해석을 위한 시험영역은 Fig. 2와 같이 T-50 착륙 외장형상의 설계점(Design Points)을 선정하였다. 선형해석을 통해 세로축 및 가로-방향축에 대하여 이득 및 위상여유(Gain and Phase Margin) 의설계기준에 대한 만족여부를 판단하였다.
데이터처리
- 또한, 등가저 차시스템을 이용하여 세 로축 방향으로는 단주기 모드(Short-Period Mode), 가로-방향 축으로는 더치롤 모드(Dutch-Roll Mode), 롤모드(Roll Mode) 및 스파이럴 모드(Spiral Mode)에 대 해 설계기준에 대한 만족여부를 판단하였다. 단, 등가저차시스템을 이용한 선형해석은 오차가격함수 (Mismatch Cost Function)# 평가하여 해석 결과의 정확성을 판단하였다. 최종적으로 HQS 조종사 시뮬레이션을 이용하여 착륙임무를 실시간으로 수행함으로써 형상 재구성 모드의 적용 시, 착륙에 대한 비행성을 평가하였다.
이론/모형
- T-50 훈련기에는 제어조종면 고장에 대해 항공기 안정성을 보장하기 위하여 조종 면 재형 상 모드 제어법칙을 설계 적용하였다.
- 미군사규격인 MIL-F-8785C와 MIL-STD-1797A 에 규정되어 있는 세로축 및 가로-방향축 대한 설계요구 조건을 적용하였다. Table 1은 세로축으로는 단주기 모드 감쇄비 및 고유진동수, 가로-방향축으로는 더치롤 모드 감쇄비 및 고유진동수, 롤모드 시상수 및 스파이럴 요구조건을 나타내며, 조종면 재형상 모드 시, 항공기 안정도 여유 요구조건을 나타낸다[5~7].
성능/효과
- HQS 조종사 시뮬레이션 결과, T-50 훈련기는 단일 조종면의 고장 시, 트림을 이용하여 항공기의 수평비행을 유지시킬 수 있었다. 따라서 단일조종 면의 고장 시, 부드러운 조종입력으로 비행성 저하 없이 착륙할 수 있다.
- 가로-방향축 선형해석 결과, 단일 조종면이 고장 나면 안정도여유는 Level 1을 만족할 수 있었으나, 단일 플레퍼론의 고장 시, 125 및 130 knots의 저속영역에서 롤모드 시상수 Level 2로 저하되어 항공기 응답 특성이 느려진다는 것을 알 수 있었으나 Table 1에서 정의된 설계 요구도를 만족할 수 있었다.
- 선형해석 결과, 일부 저속 영역에서 Level 2로 조종성 저하가 발생하였으나, 조종면 고장 발생 시의 설계기준을 만족할 수 있었다. 그리고 HQS 조종사 시뮬레이션 결과, 단일 조종면이 고장 날 경우에는 트림 명령으로 수평비행을 유지할 수 있었다. 그리고 트림 명령으로 수평 비 행을 유지 한 상태에서 부드러운 조종입력으로 착륙을 수행하는데 비행성 저하가 발생하지 않았으며, 단지 착륙 속도가 증가하였다.
- 피치기동 시, 롤링 및 요잉운동이 발생하였으나 시험 속도범위에 대해서 롤링 운동은 대체적으로 작았다. 그리고 속도에 따른 요잉운동의 변화는 거의 없었으며, 요잉운동은 피치각속도에 영향을 받았으며 일정한 양을 발생시켰으며 발산하는 경향성은 없었다. 롤 기동 시, 특이사항은 발생하지 않았으며 속도에 따른 영향성은 거의 없었다.
- 그리고 HQS 조종사 시뮬레이션 결과, 단일 조종면이 고장 날 경우에는 트림 명령으로 수평비행을 유지할 수 있었다. 그리고 트림 명령으로 수평 비 행을 유지 한 상태에서 부드러운 조종입력으로 착륙을 수행하는데 비행성 저하가 발생하지 않았으며, 단지 착륙 속도가 증가하였다. 해석결과, 현재 T-50에 설계되어 있는 조종면 재형상 모드 제어법칙으로 항공기는 조종성 및 비행성의 저하를 최소화하여 안전하게 착륙 할 수 있었다.
- 그리고 125 및 130 knots의 저속영역에서 플레퍼론이 고장 났을 경우, 롤모드 시상 수가 Level 2로 저하되었으나 요구도는 만족할 수 있었다. 또한, 더치롤모드 특성은 180 knots 이하에서 감쇄비는 감소하였고, 고유진동수는 증가하는 경향성을 보였다. 180 knots 이상에서는 반대의 경향성을 보였으나 변화폭은 크지 않았다.
- 피치기동 시, 롤링 및 요잉운동이 거의 발생하지 않았다. 롤기동 시, 약간의 더치롤 운동이 발생하였으나, 그 양은 작았고 속도가 감소할수록 더치롤운동은 감소하였다.
- 수행하였다. 선형해석 결과, 일부 저속 영역에서 Level 2로 조종성 저하가 발생하였으나, 조종면 고장 발생 시의 설계기준을 만족할 수 있었다. 그리고 HQS 조종사 시뮬레이션 결과, 단일 조종면이 고장 날 경우에는 트림 명령으로 수평비행을 유지할 수 있었다.
- 요약할 수 있다. 수평비행을 유지하기 위해서 오른쪽 롤 트림(Trim)이 최대 32%가 필요하였으며, 속도가 작아질수록 롤 트림 양은 증가하는 경향성을 보였다. 피치기동 시, 롤링 및 요잉운동이 발생하였으나 시험 속도범위에 대해서 롤링 운동은 대체적으로 작았다.
- 요약할 수 있다. 수평비행을 유지하기 위해서 오른쪽 롤 트림이 최대 80%가 필요하였으며, 속도가 작아질수록 롤 트림 양은 증가하는 경향성을 보였다. 피치기동 시, 롤링 및 요잉운동이 거의 발생하지 않았다.
- 그리고 트림 명령으로 수평 비 행을 유지 한 상태에서 부드러운 조종입력으로 착륙을 수행하는데 비행성 저하가 발생하지 않았으며, 단지 착륙 속도가 증가하였다. 해석결과, 현재 T-50에 설계되어 있는 조종면 재형상 모드 제어법칙으로 항공기는 조종성 및 비행성의 저하를 최소화하여 안전하게 착륙 할 수 있었다.
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