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문제 정의
- 이러한 소형항공기 시스템 변화는 고전적 비행방식인 조종사 중심의 비행방식에서 자동비행제어시스템(Automatic Flight Control System) 중심의 비행방식으로의 변화를 야기하였으며 자동비행제어시스템의 비중은 보다 더 증가하고 있다. 이에 본 논문에서는 상용 소형항공기용 자동비행장치(Autopilot)에 대한 HILS를 구성하여 성능을 검증하였다. 또한, 현재 개발하고 있는FBW(Fly-by-wire)용 FCC(Flight Control Computer)에 탑재될 자동비행 알고리듬에 대한성능을 PILS(Processor-in-the-loop Simulation)를통하여 확인하였고, 같은 조건에서 상용 Autopilot에 대한 HILS 결과와 비교하여 그 성능을 검증하였다.
제안 방법
- 엘리베이터,에일러론, 러더 서보모터와 함께 서보 변위 측정을 위한 포텐쇼미터를 서보박스로 구성하였다. Autopilot에 장착된 속도, 고도, 자이로(Gyro) 센서를 제거하는 대신 실시간 항공기 모델 컴퓨터에서 센서 신호를 모사하여 아날로그 출력으로 Autopilot으로 입력되도록 구성하였다. 또한, 포텐쇼미터에서 측정된 각 축 서보 변위는 항공기 모델 컴퓨터로 입력된다.
- SORCERER Autopilot의 횡방향 자동비행모드 중 하나인 External DG(EXT DG) 모드에 대한 HILS 시험을 수행하였다. EXT DG 모드는 SORCERER Autopilot 외부에 HSI(Horizontal Situation Indicator) 또는 Heading Gyro(DG)가 장착되어 있을 때 사용 가능한 모드로서 항공기의 방위각 명령을 추종하는 자동비행 모드이다.
- CRS 모드는 VOR station으로부터 항법신호를 수신하여 비행하는 자동비행 모드이다. VOR 신호를 수신하여 항공기와 VOR station의 진입각인 selected course 사이의 오차인 course deviation을 계산한다. 여기서 계산된 course deviation을 최소화하도록 제어명령이 인가된다.
- 본 논문에서는 소형항공기용 상용 Autopilot에 대한 HILS를 수행한 후 각각에 대하여 성능을 비교하였다. 또한, 현재 개발하고 있는 FBW용 FCC에 탑재될 자동비행 알고리듬에 대한 성능을PILS를 통하여 확인하였고, 상용 Autopilot에 대한 HILS 결과와 같은 조건에서 비교하여 그 성능을 검증하였다.
- 이에 본 논문에서는 상용 소형항공기용 자동비행장치(Autopilot)에 대한 HILS를 구성하여 성능을 검증하였다. 또한, 현재 개발하고 있는FBW(Fly-by-wire)용 FCC(Flight Control Computer)에 탑재될 자동비행 알고리듬에 대한성능을 PILS(Processor-in-the-loop Simulation)를통하여 확인하였고, 같은 조건에서 상용 Autopilot에 대한 HILS 결과와 비교하여 그 성능을 검증하였다.
- 방위각 모드는 조종사가 선택한 방위각을 추종하는 횡방향 자동비행모드로서, 방위각 루프 내부에는 각속도를 이용한 자세안정화 루프를 채용하였다..
- 본 논문에서는 소형항공기용 상용 Autopilot에 대한 HILS를 수행한 후 각각에 대하여 성능을 비교하였다. 또한, 현재 개발하고 있는 FBW용 FCC에 탑재될 자동비행 알고리듬에 대한 성능을PILS를 통하여 확인하였고, 상용 Autopilot에 대한 HILS 결과와 같은 조건에서 비교하여 그 성능을 검증하였다.
대상 데이터
- SORCERER Autopilot의 HILS 시험을 위해 그림 9와 같이 시험장치를 구성하였다. 엘리베이터,에일러론, 러더 서보모터와 함께 서보 변위 측정을 위한 포텐쇼미터를 서보박스로 구성하였다. Autopilot에 장착된 속도, 고도, 자이로(Gyro) 센서를 제거하는 대신 실시간 항공기 모델 컴퓨터에서 센서 신호를 모사하여 아날로그 출력으로 Autopilot으로 입력되도록 구성하였다.
데이터처리
- 그림 5는 STEC-30을 이용한 CRS 모드로 비행한 궤적과 “다중화 FBW 비행제어시스템 핵심기술 개발” 과제에서 개발하고 있는 자동비행 알고리듬을 사용하여 얻은 PILS 결과를 도시화한 결과로서 -10도의 course 명령에 대한 궤적을 비교하였다.
성능/효과
- 그림 4의 결과는 STEC-30을 이용하여 CRS 모드에 대해 HILS 시험을 수행한 결과로서 LOW gain 모드에서 course 명령을 각각 -10도와 -20도를 인가한 결과이다. 각각의 course 명령에 대한 LOW gain을 이용한 항공기 궤적은 과도응답이 작게 발생하며 원하는 궤적에 대한 빠른 시간내 수렴하여 원하는 궤적으로 진입하는 것을 확인하였다.
- 본 HILS 시험에서는 DG 신호를 모사하여 구성하였고 그림 12는 HILS 결과를 나타낸다. 결과에서 확인할 수 있듯이 30초에 방위각 명령 30도를 인가하고 250초에 -100도, 430초에 0도의 명령을 인가하였다. 항공기 응답이 방위각 명령을 안정적으로 추종하고 있음을 결과에서 확인하였다.
- Course 명령은 -10도를 인가하여 VORstation을 통과하도록 하였다. 결과에서 확인할 수 있듯이 HI gain을 이용한 항공기 궤적은 과도응답이 크게 발생하며 원하는 궤적에 대한 오실레이션으로 인하여 수렴하기까지 상당한 시간이 소요됨으로써 불안정한 반응을 확인하였다. 반대로, LOW gain을 이용한 결과는 작은 과도 응답을 가지고 빠른 시간내 수렴하여 원하는 궤적으로 진입하는 것을 확인하였다.
- 점선은 고도명령을 나타내며 실선은 항공기의 고도 응답이다. 결과에서 확인할 수 있듯이 고도명령에 대해 명령을 안정적으로 추종함을 확인할 수 있다.
- HILS 시험은 50초에 -5도의 경사각 명령을 인가하였고 95초에 +5도,100초에 다시 0도를 인가하였다. 경사각 명령에 대하여 안정적으로 추종함을 확인하였다.
- 결과에서 확인할 수 있듯이 HI gain을 이용한 항공기 궤적은 과도응답이 크게 발생하며 원하는 궤적에 대한 오실레이션으로 인하여 수렴하기까지 상당한 시간이 소요됨으로써 불안정한 반응을 확인하였다. 반대로, LOW gain을 이용한 결과는 작은 과도 응답을 가지고 빠른 시간내 수렴하여 원하는 궤적으로 진입하는 것을 확인하였다.
- 그림 2는 STEC-30에 대한 방위각 유지모드 결과로서 방위각 명령을 -20도로 설정하였을 때의 항공기의 시간응답을 나타낸 결과이다. 약 10% 정도의 과도응답과 함께 정상상태 오차도 존재하지만 비교적 안정적으로 방위각 명령을 추종하는 결과를 얻었다.
- HI gain으로 비행한 결과는 앞에서와 설명한 바와 같이 과도응답이 크게 발생하였으나 KARI Autopilot에서는 이러한 과도응답이 발생하는 것을 방지하도록 설계하여 그림과 같은 궤적으로 비행함을 확인하였다. 하지만 과도응답 발생을 억제하는 대신 원하는 course로 수렴하기까지 보다 오랜 시간이 소요됨을 확인하였다.
- 결과에서 확인할 수 있듯이 30초에 방위각 명령 30도를 인가하고 250초에 -100도, 430초에 0도의 명령을 인가하였다. 항공기 응답이 방위각 명령을 안정적으로 추종하고 있음을 결과에서 확인하였다.
후속연구
- 본 연구로부터 얻은 상용 Autopilot HILS 구성 및 운용기술은 향후 소형항공기 무인화 개발 시 자동비행제어시스템 구현에 직접 적용할 수 있을 것으로 기대될 뿐 아니라, 자동코드생성(Auto Code Generation)을 통하여 항공기에 탑재하여 운용할 수 있을 것으로 기대된다.
- 향후 상용 Autopilot을 이용한 모든 자동비행모드에 대해 HILS를 구성하여 성능을 검증할 예정이며, 특히 GPS simulator와 GNS 430 장비를 추가하여 GPS 신호를 이용한 자동비행 성능을HILS를 통해 검증할 예정이다.
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