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문제 정의
- 본 논문에서는 러시아가 제작하여 국내 운용 중인 KA-32T 동축 반전 헬리콥터의 엔진인 TB3-117을 대상으로, 시뮬레이터용 엔진 제어 및 성능 모델을 개발하기 위한 방법을 제시하고, 상세 모델링 결과를 정리하였다. 모델링 결과는 2007년 8월 한국항공우주연구원 주관 하에 수행한KA-32T 지상/비 행시 험의 결과 데이터 와 비 교하여 그 충실도를 검증하였다.
제안 방법
- KA-32T 시뮬레이터용 엔진 제어 모델 및 엔진 성능 모델을 개발하였다.
- KA-32T 장착 엔진인 TB3-117엔진의 엔진 제어 모델을 위해 정비 교범에 기술되어 있는 TB3-117의 기능을 검토하여, 모의 대상 요소를 분류한 후 모델링을 수행하였다.
- 있다. 시뮬레이터용 엔진 모델 개발 방법으로는, 헬리콥터 설겨】/제작사로부터 엔진 제어 및 성능 관련 원천 자료를 입수하여 이를 모델화하는 방법이 일반적 이지 만, 본 연구에서는 헬리콥터 비행 교범 및 엔진 정비 교범 등가용 한 범위 내의 모든 자료를 활용하여 기본 모델을 구성한 이후, 이를 지상/비행 시험 결과와 비교하여 보완 검증하는 방법을 사용하였다.
- 엔진 성능 모델은 Lookup Table을 활용한 Piece-wise Linear 모델로서, 가스발생기 속도를 기본 입력으로 하여 엔진 압축기 압력, 터빈 입구 온도, 로터 속도, 토크 등을 계산하도록 구성하였다. 주입 력 값인 가스발생기 속도는 연료 제어 모델에서 생성된 필요 연료 유량에 1차 변환 함수를 적용하여 계산하였다.
- 엔진 시험 결과를 활용한 1차 검증 이후에는, KA-32T 를 대상으로 비행 시험 계측 장비를 장착한 이후 본격적으로 수행된 비행시험의 결과를 이용하여 검증을 수행하였다.
- 사용하였다. 엔진 정비 교범에 포함된 엔진 데이터로는 해수면-최대파워 기준, 속도에 따른 성능 데이터, 고 파워 조건에서 가스발생기 속도에 따른 연료 소모율, 파워, 가스 온도 등이 있는데, 이 들을 이용하여, 가스발생기 속도를 입력 으로 하는 정상 상태 엔진 테 이블을구축하였다.
- 엔진 제어 모델과 엔진 성능 모델을 통합하여 모델의 적절성 여부판단을위해 비교튜님 및 검증작업을 수행하였다.
- 계산하도록 구성하였다. 주입 력 값인 가스발생기 속도는 연료 제어 모델에서 생성된 필요 연료 유량에 1차 변환 함수를 적용하여 계산하였다..
- 테이블 생성 예를 보여준다. 즉, 가스발생기 속도 (Ngg)에 따른 비 연료 소모율(Specific Fuel Consumption) 및 파워(HorsePower) 데이터로부터 가스발생기 속도를 입력으로 한, 파워 및 연료 소모율(비 연료 소모율 X 파워) 테이블을 생성하였다.
대상 데이터
- EACS의 요소 중 하나인 Main Fuel System에 대해서는, 그림 3에서와 같이 기계적 성격을 띠는 요소들을 제외 한, Fuel Control Unit, Hydraulic Power Cylinder 만을 모의 대상으로 선정하였다.
- Piece-wise Linear 모델 구성을 위해서 는 각종 정상 상태 엔진 테이블이 필요한데, 이를 위해 엔진 정비 교범의 데이터를 사용하였다. 엔진 정비 교범에 포함된 엔진 데이터로는 해수면-최대파워 기준, 속도에 따른 성능 데이터, 고 파워 조건에서 가스발생기 속도에 따른 연료 소모율, 파워, 가스 온도 등이 있는데, 이 들을 이용하여, 가스발생기 속도를 입력 으로 하는 정상 상태 엔진 테 이블을구축하였다.
- 연료 제어 모델은 KA-32T 장착엔진인 TB3-117의 EACS를 모의하는 것으로서, EACS의 기능에 대해 상세히 기술하고 있는 엔진정비교범[5][6][기을 기준으로 하여 모델링하였다. 모델링에 앞서 먼저 EACS의 기능들을 분류하고, 모델링 되어야 할 요소들을 선정하였으며, 단순 기계적 기능 모사에 해당되는 내용은 모델링에서 제외하였다.
데이터처리
- 정리하였다. 모델링 결과는 2007년 8월 한국항공우주연구원 주관 하에 수행한KA-32T 지상/비 행시 험의 결과 데이터 와 비 교하여 그 충실도를 검증하였다.
이론/모형
- 비행 시뮬레이터와 같은 실시간 시뮬레이션에 사용되는 가스 터빈 엔진 모델링 방법으로는 Aerothennodynamic Model, Piece-wise Linear Model, Transfer Function Mcxiel 등을 들 수 있는데 [2], 본 연구에서 는 Piece-wise Linear Model을 사용하였다.
- 엔진 모델링을 위한 툴로는 헬기 동역학 툴인 Flightlab[3] 의 내 장 소프트웨어 인 CSGE (Control System Graphical Editor)를 사용하였다. CSGE는 Matlab/Simulink 와 유사한 환경으로서 엔진 제어 모델과 같은 제어 로직개발이 용이 할 뿐 아니라, KA-32T 비행 시 뮬레 이션 모델 구성 의 기본 툴로 사용[4]되고 있는 FUghtalb에 별다른 작업 없이 통합할 수 있다는 장점이 있다.
- 엔진 성능 모델은 Piece-wise Linear Model 방법을 사용하였으며, 엔진 정비 교범에 포함된 엔진 성능 데이터를 활용하여 정 상 상태 엔진 성능 테 이 블을 구축한 후 이를 변환 함수를 기반으로 한 동적 모델에 통합하였다. 개발된 엔진모델은 지상시험 및 비행시험 수행후 시험 데이터와 비교 시험 평가 및 튜닝 과정을 거 쳐 충실도를 검증하였으며, 최종 시뮬레이터에 통합하였다.
- 헬기의 성능에 직접적인 영향을 주는 엔진 성능 모델개발을 위해 전형적인 가스터빈 엔진 모델링 방법을 사용하였다. 비행 시뮬레이터와 같은 실시간 시뮬레이션에 사용되는 가스 터빈 엔진 모델링 방법으로는 Aerothennodynamic Model, Piece-wise Linear Model, Transfer Function Mcxiel 등을 들 수 있는데 [2], 본 연구에서 는 Piece-wise Linear Model을 사용하였다.
성능/효과
- 통합하였다. 개발된 엔진모델은 지상시험 및 비행시험 수행후 시험 데이터와 비교 시험 평가 및 튜닝 과정을 거 쳐 충실도를 검증하였으며, 최종 시뮬레이터에 통합하였다.
- 비 행 시험 데 이 터와의 비교 결과 역 시 AC120-63의 허용 오차인 ±1.5% 범위 내에 있음도 확인하였다.
후속연구
- 본 연구를 통해 획득된 엔진 제어 및 성능 모델 기법은 향후 다른 엔진 모델 개발에도 적극 활용될 수 있으리라 판단된다.
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