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문제 정의
- 본 논문에서 개발된 자동추력 제어시스템을 기반으로 하여 한국형 전투기(KFX: Korean Fighter eXperimental), 무인전투기(UCAV: Unmaned Combat Air Vehicle) 사업에 적용을 목표로 비행 안전성 및 작전 임무 효율을 극대화하기 위한 선진화된 자동항법 및 자세 회복기능을 설계할 계획이다. 그림 11은 자동추력 제어시스템을 기반으로 한 선진화된 자동항법비행시스템 및 안전시스템 개발에 대한 계획으로 세부 사항은 다음과 같다.
- 자동조종비행시스템의 평가 항목은 세로축으로는 고도/피치자세각 유지, 가로-방향 축으로는 방향각/롤각/조향(heading angle/roll angle/steering) 유지로 하였다. 본 논문에서는 300knots, 20kft, UA, 1g 비행 영역에서 설정된 고도와 목표방향각(target heading angle)을 추종하는 자동조종비행시스템과의 연계한 조종사 평가 결과를 제시하였다.
- 이는 시험영역에서 항공기 자세로 인한 영향이 자동 추력 제어명령의 범위를 벗어나지 않도록 하기 위함이다. 본 논문에서는 300knots, 20kft, UA, 1g 비행영역에서 수행한 조종사 평가 결과를 대표적으로 1-g 수평 비행에서의 평가 결과를 제시한다.
- 본 논문에서는 고등훈련기 모델을 이용하여 자동추력 제어시스템을 개발하였다. 기존의 하드웨어를 변경하지 않고, 3중의 비행제어컴퓨터에서 속도 및 받음각 등과 같은 항공기의 상태 정보를 참조로 하여 자동추력 제어명령을 생성할 수 있도록 하였다.
- 본 논문에서는 고등훈련기 항공기 모델을 이용하여 자동 추력 제어시스템을 개발하였다. 자동추력 제어시스템의 기능은 순항모드에서는 속도 유지하고, 자동비행시스템과 연계할 수 있도록 설계하였으며, 착륙 접근모드에서는 받음각을 유지할 수 있도록 하였다.
- 본 절에는 안전관리기능에 대해 평가한 결과를 제시한다. 평가의 기준은 안전관리기능의 작동 여부 및 비정삭적인 자세 값 기준의 적합성을 실시간 조종사 평가를 통해 검증하였다.
- 본 절에서는 속도 유지를 위한 순항모드 및 자동비행시스템과의 연계, 받음각 유지를 위한 착륙접근모드 및 안전관리기능에 대한 평가를 위해 표 2에서 제시한 시험영역에서 실시간 조종사 평가를 수행한 결과를 나타낸다.
제안 방법
- Pull Up 기동을 수행하였고, 가로-방향축 운동특성을 평가하기 위해 YD (Yaw Doublet), Max. 360 degree roll 기동을 수행하였다. 또한, 각 영역에서 트림을 수행하여 항공기 안정화 특성을 평가하였다.
- FADEC를 모사하기 위하여 PC 기반의 엔진시뮬레이터를 상용소프트웨어를 이용하여 개발하였다. 엔진시뮬레이터는 비행제어컴퓨터로부터 입력되는 A, B 및 C 채널의 자동추력 제어명령을 받는다.
- 그리고 PA 형상에서 착륙 시에 항공기가 지상에 접지(touch down) 할 경우는 자동으로 비활성화 된다. UA 모드에서는 과도한 상승 및 하강 비행으로 인해서 목표속도와 현재의 속도의 차이가 20knots 이상이 날 경우에는 자동으로 비활성화 되며, 자동비행시스템과 연계 시에는 속도 차이를 10 knots로 설계하였다. 또한, 비행제어컴퓨터 고장, 공기정보 센서 결함 등과 같은 비행제어계통의 고장 진단 시에는 자동으로 비활성화 된다.
- UA 형상에서 순항모드 및 PA 형상에서 착륙 접근모드의 성능을 평가하고, 안전관리기능을 검증하기 위해 표 2와 같은 비행영역에서 실시간 조종사 평가를 수행하였다. 순항 모드에서는 20kft에서 200, 300 및 400knots 비행영역에서 자동추력 제어시스템 및 자동비행시스템과의 연계에 따른 속도 유지 성능을 평가하였다.
- 개발된 자동추력 제어시스템과 현재 고등훈련기에 설계되어 있는 자동비행조종시스템과 연계하여 자동비행에 따른 속도 유지 성능을 평가하였다. 자동조종비행시스템의 평가 항목은 세로축으로는 고도/피치자세각 유지, 가로-방향 축으로는 방향각/롤각/조향(heading angle/roll angle/steering) 유지로 하였다.
- 또한, 3중의 자동추력 제어명령을 FADEC를 제공함으로써 결함에 대한 시스템의 신뢰성을 향상시켜 비행 안전성을 극대화하였다. 개발된 자동추력 제어시스템은 실시간 평가 환경인 HILS를 구성하여 순항모드, 접근모드 및 안전관리기능에 대하여 조종사의 평가를 수행하였다. 본 논문에서 제안하고 있는 자동추력 제어시스템은 순항 모드에서는 추가적인 PLA 조작 없이 속도를 유지할 수 있음으로 수평, 하강 및 상승 비행과 같은 비행영역에서 효율적이고, 기존의 자동비행시스템과 연계함으로써 조종사의 조종부담을 경감시킬 수 있었다는 평가 견해를 받았다.
- 그리고 개발 비용을 최소화하고, 기존의 항공기에 적용된 하드웨어 및 시스템을 최소한으로 변경하여 신뢰성을 유지할 수 있도록 하였다. 개발된 제어기는 HILS(Hardware In-the-Loop Simulator) 환경에서 실시간 조종사 평가(real-time pilot evaluation)를 수행하여 실제 항공기 적용에 대한 가능성을 평가하였다. 평가 결과, 순항모드에서는 목표 속도의 추종이 용이하고, 착륙 접근모드에서 목표 받음각의 추종이 용이하였으며, 속도 및 받음 각 오차는 관련 규격을 만족하였다.
- 착륙 접근모드에서는 측풍(crosswind) 및 난기류(turbulence) 상황에 따라 일반적인 착륙과 오프셋 착륙(normal and offset landing)과 같은 조종성(handling quality) 기동을 통해 성능을 평가하였다. 그리고 300knots, 20Kft, UA 형상에서 안전관리기능의 신뢰성을 평가하였다.
- 제어이득의 설계 요구 조건은 군사규격(military specification)에 정의되어 있는 감쇄비(damping ratio)와 주파수(frequency)로 Level 1영역으로 하였다[8]. 그리고 모델 기반으로 설계된 제어이득은 최종적으로 실시간 환경에서의 조종사 평가(pilot evaluation) 결과를 기반으로 조율(tuning)하였다.
- 자동추력 제어시스템의 활성화 여부를 HUD에 시현하도록 하였으며, 안전관리기능에 의해 강제로 비활성화 될 경우에는 깜빡거림(flashing)으로 조종사에게 주의를 줄 수 있도록 하였다. 그리고 모터 구동이 되지 않는 수동적인 쓰로틀(passive throttle)을 사용함으로 인하여 자동추력 제어시스템이 비활성화 될 경우, PLA의 위치와 자동추력 제어명령과의 차이로 인하여 발생하는 천이응답을 최소화하여 비행안전성을 보장하기 위해 HUD에 PLA의 위치 정보를 시현하여 조종사가 인지할 수 있도록 하였다.
- 실제 항공기의 엔진상황을 모사하기 위해 고등훈련기 엔진 모델을 기반으로 하여 엔진시뮬레이터(engine simulator)를 개발하였고, 항공기 상태 정보를 실시간으로 모니터링 할 수 있는 시스템을 개발하였다. 그리고 비행제어컴퓨터, 엔진시뮬레이터 및 데이터 시현장치 등을 기반으로 하여 실시간 평가 환경인 HILS를 구성하였으며, SAVV(Stand Alone Verification and Validation), ISVV (Integrated System Verification and Validation) 및 FMET(Failure Management Effectiveness Test)과 같은 정형화된 검증 과정을 통해 평가환경의 신뢰성(reliability)을 평가하였다. 최종적으로 HILS 환경에서 실시간 조종사 평가를 수행하여 순항, 자동비행시스템과의 연계 및 착륙 접근모드에 대한 자동추력 제어시스템의 성능을 검증하여 항공기 적용에 대한 가능성을 평가하였다.
- 그림 3은 시스템 구조 변경 개념을 나타낸다. 기존의 PLA에서 생성되는 A, B 채널이 FADEC으로 전달되는 아날로그 신호를 제거하고, 비행제어컴퓨터로 전달될 수 있도록 하였다. 비행제어컴퓨터에서는 전달된 A, B 채널의 PLA 신호와 항공기의 상태정보를 기반으로 하여 자동추력 제어명령 생성하여 RS422 통신방식으로 FADEC에 전달된다.
- 본 논문에서는 고등훈련기 모델을 이용하여 자동추력 제어시스템을 개발하였다. 기존의 하드웨어를 변경하지 않고, 3중의 비행제어컴퓨터에서 속도 및 받음각 등과 같은 항공기의 상태 정보를 참조로 하여 자동추력 제어명령을 생성할 수 있도록 하였다. 또한, 3중의 자동추력 제어명령을 FADEC를 제공함으로써 결함에 대한 시스템의 신뢰성을 향상시켜 비행 안전성을 극대화하였다.
- 이때, 비활성화로 인하여 진동 (oscillation)과 같은 특이한 상황이 발생하지 않는지 검증하였다. 둘째, 비정상적인 자세에 진입했을 경우에 자동으로 비활성화되지 여부를 평가하였으며, 기준 값의 설정에 따른 적합성을 조종사의 평가 견해를 통해 조율하였다. 안전 관리기능에 대한 조종사 평가 결과, 자동추력제어시스템의 비활성화에 대한 기준 값으로 설계한 안전관리기능은 항공기의 안전을 효율적으로 보장한다는 평가를 받았다.
- 이때, 비행제어컴퓨터로부터 전달된 C 채널은 A, B 채널 신호의 건전성을 모니터링 하는 역할을 한다. 따라서 자동추력 제어시스템을 적용하기 위해서는 비행제어컴퓨터에서 항공기 속도/받음각과 같은 상태정보를 이용하여 자동추력 제어명령을 생성해야함으로 기존의 PLA 신호전달체계를 변경하였다. 이러한 방식은 FADEC을 수정하는 복잡한 과정을 거치지 않고, 소프트웨어 수정만으로 자동추력 제어시스템을 설계할 수 있는 이점이 있다.
- 360 degree roll 기동을 수행하였다. 또한, 각 영역에서 트림을 수행하여 항공기 안정화 특성을 평가하였다. 평가 결과, 실시간 시뮬레이션 결과와 비실시간 시뮬레이션 결과와의 동일 조종 입력에서 항공기 응답 특성의 상사성을 확인하여 구축된 HILS 환경의 신뢰성을 확인할 수 있었다.
- 그리고 자동추력 제어시스템의 활성화/비활성화(engage/disengage) 방식은 조종석의 쓰로틀 장치(TQA: Throttle Quadrant Assembly)에 스위치를 설계하여 작동하게 하였다. 또한, 자동추력 제어시스템의 활성화/ 비활성화 정보를 조종사에게 제공하기 위해 조종석에 경고 램프(caution lamp)를 설계하였다. 조종사의 의도적인 조작에 의해 자동추력 제어시스템이 활성화될 경우에는 초록색등(green light), 2.
- 자동추력 제어시스템의 작동 중에 결함이 발생하거나 항공기가 비정상적인 자세로 진입할 경우, 항공기의 안전을 보장하기 위해 안전관리기능(safety management)을 설계하였다. 비정상적인 자세 기준에 대한 수치 값은 실제 항공기를 운용하고 있는 조종사의 의견 및 HILS 환경에서의 실시간 조종사 평가를 통해 선정하였다. 안전관리기능은 항공기의 자세, 속도 오차, 비행제어계통 결함 및 추력 조종 장치(PLA: Power Lever Angle)의 범위 등을 고려하여 설계하였다.
- 그림 2는 제어기의 구조를 나타낸다. 빠른 응답특성에 대한 오버슈트(overshoot)를 제거하고 정상상태(steadystate) 오차를 제거하기 위해 비례-미분-적분(proportionalintegral-derivative) 제어기를 적용하였으며, 설계 영역에서의 응답을 최적화하기 위하여 모델기반 설계 기법을 적용하여 제어이득(control gain)을 설계하였다. 제어이득의 설계 요구 조건은 군사규격(military specification)에 정의되어 있는 감쇄비(damping ratio)와 주파수(frequency)로 Level 1영역으로 하였다[8].
- 항공기 응답특성을 최적화하기 위해 모델기반 설계 기법을 적용하여 속도 및 고도에 따른 2차원 제어이득(control gains)을 생성하고, 상용프로그램을 기반으로 하여 비선형 제어기를 설계하였다. 설계된 비선형 제어기는 상용 프로그램에서 제공하는 자동코드생성기(autocode generator)를 이용하여 C-코드로 생성하였으며, 생성된 C-코드를 기반으로 하여 OFP(Operation Flight Program)를 설계하고 기존의 비행제어컴퓨터(FLCC: Flight Control Computer)에 적용하였다. 실제 항공기의 엔진상황을 모사하기 위해 고등훈련기 엔진 모델을 기반으로 하여 엔진시뮬레이터(engine simulator)를 개발하였고, 항공기 상태 정보를 실시간으로 모니터링 할 수 있는 시스템을 개발하였다.
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2.1 설계 항목 및 제어법칙 설계
설계항목은 UA 형상에서는 속도를 유지하고, PA 형상에서는 착륙/접근을 용이하게 하기 위해서 받음각을 유지하도록 설계하였다. 목표 받음각은 9°로 설정하였으며, 목표 속도는 조종사가 ATCS를 활성화(engage)하는 시점의 속도로 하였다.
- 순항 모드에서는 20kft에서 200, 300 및 400knots 비행영역에서 자동추력 제어시스템 및 자동비행시스템과의 연계에 따른 속도 유지 성능을 평가하였다. 세부적인 평가 항목은 1-g 수평비행(level flight), 상승(climb) 및 하강(descent) 비행과 자세각 및 고도 유지와 같은 자동비행시스템과의 연계로 하였다. 착륙 접근모드에서는 측풍(crosswind) 및 난기류(turbulence) 상황에 따라 일반적인 착륙과 오프셋 착륙(normal and offset landing)과 같은 조종성(handling quality) 기동을 통해 성능을 평가하였다.
- 속도 유지를 위한 순항모드의 평가에서는 항공기 자세 제어는 조종사의 입력으로 제어하고, 속도 유지는 자동추력 제어시스템을 사용하게 함으로써 자세 변화에 따른 속도 유지 기능을 평가하였다. 시험 항목은 1-g 수평비행, 상승 및 하강을 수행하였으며, 상승 및 하강 시에 조종사의 롤각 제한은 ±90° 이내로 하였다.
- UA 형상에서 순항모드 및 PA 형상에서 착륙 접근모드의 성능을 평가하고, 안전관리기능을 검증하기 위해 표 2와 같은 비행영역에서 실시간 조종사 평가를 수행하였다. 순항 모드에서는 20kft에서 200, 300 및 400knots 비행영역에서 자동추력 제어시스템 및 자동비행시스템과의 연계에 따른 속도 유지 성능을 평가하였다. 세부적인 평가 항목은 1-g 수평비행(level flight), 상승(climb) 및 하강(descent) 비행과 자세각 및 고도 유지와 같은 자동비행시스템과의 연계로 하였다.
- 시험 항목은 1-g 수평비행, 상승 및 하강을 수행하였으며, 상승 및 하강 시에 조종사의 롤각 제한은 ±90° 이내로 하였다.
- 실시간 조종사 평가환경인 HILS의 신뢰성을 평가하기 위해 대표적인 비행영역에서 기동(maneuver)을 수행하여 비실시간 시뮬레이션 결과와 응답 특성을 비교 분석하였다.
- 설계된 비선형 제어기는 상용 프로그램에서 제공하는 자동코드생성기(autocode generator)를 이용하여 C-코드로 생성하였으며, 생성된 C-코드를 기반으로 하여 OFP(Operation Flight Program)를 설계하고 기존의 비행제어컴퓨터(FLCC: Flight Control Computer)에 적용하였다. 실제 항공기의 엔진상황을 모사하기 위해 고등훈련기 엔진 모델을 기반으로 하여 엔진시뮬레이터(engine simulator)를 개발하였고, 항공기 상태 정보를 실시간으로 모니터링 할 수 있는 시스템을 개발하였다. 그리고 비행제어컴퓨터, 엔진시뮬레이터 및 데이터 시현장치 등을 기반으로 하여 실시간 평가 환경인 HILS를 구성하였으며, SAVV(Stand Alone Verification and Validation), ISVV (Integrated System Verification and Validation) 및 FMET(Failure Management Effectiveness Test)과 같은 정형화된 검증 과정을 통해 평가환경의 신뢰성(reliability)을 평가하였다.
- 비정상적인 자세 기준에 대한 수치 값은 실제 항공기를 운용하고 있는 조종사의 의견 및 HILS 환경에서의 실시간 조종사 평가를 통해 선정하였다. 안전관리기능은 항공기의 자세, 속도 오차, 비행제어계통 결함 및 추력 조종 장치(PLA: Power Lever Angle)의 범위 등을 고려하여 설계하였다. 표 1은 안전관리기능의 설계 기준을 나타낸다.
- 첫째, 비행제어계통의 결함 발생 시에 자동추력 제어시스템이 비활성화 되고 상태정보를 HUD를 통해 조종사에게 알려준다. 이때, 비활성화로 인하여 진동 (oscillation)과 같은 특이한 상황이 발생하지 않는지 검증하였다. 둘째, 비정상적인 자세에 진입했을 경우에 자동으로 비활성화되지 여부를 평가하였으며, 기준 값의 설정에 따른 적합성을 조종사의 평가 견해를 통해 조율하였다.
- 개발된 자동추력 제어시스템과 현재 고등훈련기에 설계되어 있는 자동비행조종시스템과 연계하여 자동비행에 따른 속도 유지 성능을 평가하였다. 자동조종비행시스템의 평가 항목은 세로축으로는 고도/피치자세각 유지, 가로-방향 축으로는 방향각/롤각/조향(heading angle/roll angle/steering) 유지로 하였다. 본 논문에서는 300knots, 20kft, UA, 1g 비행 영역에서 설정된 고도와 목표방향각(target heading angle)을 추종하는 자동조종비행시스템과의 연계한 조종사 평가 결과를 제시하였다.
- 본 논문에서는 고등훈련기 항공기 모델을 이용하여 자동 추력 제어시스템을 개발하였다. 자동추력 제어시스템의 기능은 순항모드에서는 속도 유지하고, 자동비행시스템과 연계할 수 있도록 설계하였으며, 착륙 접근모드에서는 받음각을 유지할 수 있도록 하였다. 그리고 개발 비용을 최소화하고, 기존의 항공기에 적용된 하드웨어 및 시스템을 최소한으로 변경하여 신뢰성을 유지할 수 있도록 하였다.
- 자동추력 제어시스템의 작동 중에 결함이 발생하거나 항공기가 비정상적인 자세로 진입할 경우, 항공기의 안전을 보장하기 위해 안전관리기능(safety management)을 설계하였다. 비정상적인 자세 기준에 대한 수치 값은 실제 항공기를 운용하고 있는 조종사의 의견 및 HILS 환경에서의 실시간 조종사 평가를 통해 선정하였다.
- 그림 5는 전방향시현기(HUD: Head Up Display)를 나타낸다. 자동추력 제어시스템의 활성화 여부를 HUD에 시현하도록 하였으며, 안전관리기능에 의해 강제로 비활성화 될 경우에는 깜빡거림(flashing)으로 조종사에게 주의를 줄 수 있도록 하였다. 그리고 모터 구동이 되지 않는 수동적인 쓰로틀(passive throttle)을 사용함으로 인하여 자동추력 제어시스템이 비활성화 될 경우, PLA의 위치와 자동추력 제어명령과의 차이로 인하여 발생하는 천이응답을 최소화하여 비행안전성을 보장하기 위해 HUD에 PLA의 위치 정보를 시현하여 조종사가 인지할 수 있도록 하였다.
- 접근 모드에서 받음각 유지 성능을 검증하였다. 평가 기준은 군사규격에 제시되어 있는 CHR (Cooper-Harper Rating) 및 PIO (Pilot Induced Oscillation) 조종성 평가 기준 을 적용하였다.
- PLA에서 조종사에 의해 생성되는 A, B 및 C 채널의 추력 신호는 아날로그 방식으로 비행제어컴퓨터에 제공된다. 제공된 PLA 신호와 항공기의 상태정보를 이용하여 자동추력 제어명령을 생성한 후에 RS422 및 1553B 통신방식으로 엔진시뮬레이터로 전달하고, 최종적으로 신호의 건전성을 평가한 후에 엔진에 인가하다. 그리고 자동추력 제어시스템의 활성화/비활성화(engage/disengage) 방식은 조종석의 쓰로틀 장치(TQA: Throttle Quadrant Assembly)에 스위치를 설계하여 작동하게 하였다.
- 그림 8은 300knots, 20kft, UA, 1g 비행영역에서 자동비행시스템과 자동추력 제어시스템을 연계하여 평가한 결과를 나타낸다. 조종사는 3초 후에 자동추력 제어시스템을 작동시켜 목표속도를 설정하고, 4초 후에 고도를 유지하여 목표 방향각 추종하기 위한 자동조종비행시스템을 작동시킨다. 초기에는 자동추력 제어시스템에 의하여 목표 속도를 유지하고, 자동비행조종시스템의 작동으로 항공기는 목표 방향 각을 추종하기 위해 -30° 롤각으로 선회기동을 한다.
- 조종사는 고도 3kft, 받음각 9°로 접근 비행을 수행하였으며, 비행제어컴퓨터에서는 목표 받음각을 유지하기 위해 자동추력 제어명령을 생성하고 항공기에 인가한다.
- 표 3은 대표적인 형상 및 비행영역에서의 비교 결과를 나타낸다. 주요 비행영역은 고고도 (high altitude), 저속(low speed), 고속(high speed), 고받음각(high angle of attack) 및 조종면 효과가 동압이 큰 영역 (high Qc)으로 선정하였다. 이때, 수직가속도 영향을 파악하기 위해 1 및 2g 비행영역을 고려하였다.
- 세부적인 평가 항목은 1-g 수평비행(level flight), 상승(climb) 및 하강(descent) 비행과 자세각 및 고도 유지와 같은 자동비행시스템과의 연계로 하였다. 착륙 접근모드에서는 측풍(crosswind) 및 난기류(turbulence) 상황에 따라 일반적인 착륙과 오프셋 착륙(normal and offset landing)과 같은 조종성(handling quality) 기동을 통해 성능을 평가하였다. 그리고 300knots, 20Kft, UA 형상에서 안전관리기능의 신뢰성을 평가하였다.
- 평가의 기준은 안전관리기능의 작동 여부 및 비정삭적인 자세 값 기준의 적합성을 실시간 조종사 평가를 통해 검증하였다. 첫째, 비행제어계통의 결함 발생 시에 자동추력 제어시스템이 비활성화 되고 상태정보를 HUD를 통해 조종사에게 알려준다. 이때, 비활성화로 인하여 진동 (oscillation)과 같은 특이한 상황이 발생하지 않는지 검증하였다.
- 그리고 비행제어컴퓨터, 엔진시뮬레이터 및 데이터 시현장치 등을 기반으로 하여 실시간 평가 환경인 HILS를 구성하였으며, SAVV(Stand Alone Verification and Validation), ISVV (Integrated System Verification and Validation) 및 FMET(Failure Management Effectiveness Test)과 같은 정형화된 검증 과정을 통해 평가환경의 신뢰성(reliability)을 평가하였다. 최종적으로 HILS 환경에서 실시간 조종사 평가를 수행하여 순항, 자동비행시스템과의 연계 및 착륙 접근모드에 대한 자동추력 제어시스템의 성능을 검증하여 항공기 적용에 대한 가능성을 평가하였다.
- 평가 기준은 군사규격에 제시되어 있는 CHR (Cooper-Harper Rating) 및 PIO (Pilot Induced Oscillation) 조종성 평가 기준 을 적용하였다. 평가방법은 일반적인 착륙과 오프셋 착륙에 대하여 수행하였으며, 난기류 및 측풍조건에서 영향성을 평가하였다. 본 장절에서는 200knots, 5Kft, PA, 1g에서의 받음각 추종 평가 및 일반적인 착륙 과정에서 수행한 조종성 평가 결과를 나타낸다.
- 그림 1은 자동추력 제어시스템의 설계 및 검증 과정은 나타낸다. 항공기 응답특성을 최적화하기 위해 모델기반 설계 기법을 적용하여 속도 및 고도에 따른 2차원 제어이득(control gains)을 생성하고, 상용프로그램을 기반으로 하여 비선형 제어기를 설계하였다. 설계된 비선형 제어기는 상용 프로그램에서 제공하는 자동코드생성기(autocode generator)를 이용하여 C-코드로 생성하였으며, 생성된 C-코드를 기반으로 하여 OFP(Operation Flight Program)를 설계하고 기존의 비행제어컴퓨터(FLCC: Flight Control Computer)에 적용하였다.
- 이때, 수직가속도 영향을 파악하기 위해 1 및 2g 비행영역을 고려하였다. 항공기 형상은 UA 및 PA에서 대표적으로 3가지 형상에 대해 고려하였는데, CAT(Category) 1에서는 F0, CAT 3에서는 F12 및 F9D1 형상에 대하여 평가를 수행하였다. F0 형상은 1, 7번 위치에 Launcher를 장착하고 있는 형상이다.
대상 데이터
- 조종사의 PLA 사용 범위는 IDLE에서 MIL사이로 설정하였으며, 항공기의 자세는 받음각이 15° 이내, 롤각은 UA의 경우에 는 90° 이내, PA의 경우에는 70° 이내로 설정하였다.
- 신호연동장치(SIU: Signal Interface Unit)는 항공기의 하드웨어 입력을 호스트 컴퓨터에 제공하며, 호스트 컴퓨터에서 요구되는 초기 설정값 및 항공기 모델링 모듈의 출력과 같은 신호를 하드웨어 장비에 제공한다. 호스트 컴퓨터의 시뮬레이션 프로그램은 포트란(fortran)과 C 언어로 구성되어 있으며, 다중 중앙처리장치를 이용하여 제어모듈을 시뮬레이션 한다. 제어모듈은 64Hz로 수행되며 조종면 입력 및 모델링 모듈들로부터 입력을 제공 받아 수행한다.
데이터처리
- 본 절에는 안전관리기능에 대해 평가한 결과를 제시한다. 평가의 기준은 안전관리기능의 작동 여부 및 비정삭적인 자세 값 기준의 적합성을 실시간 조종사 평가를 통해 검증하였다. 첫째, 비행제어계통의 결함 발생 시에 자동추력 제어시스템이 비활성화 되고 상태정보를 HUD를 통해 조종사에게 알려준다.
이론/모형
- 접근 모드에서 받음각 유지 성능을 검증하였다. 평가 기준은 군사규격에 제시되어 있는 CHR (Cooper-Harper Rating) 및 PIO (Pilot Induced Oscillation) 조종성 평가 기준 을 적용하였다. 평가방법은 일반적인 착륙과 오프셋 착륙에 대하여 수행하였으며, 난기류 및 측풍조건에서 영향성을 평가하였다.
성능/효과
- 자동추력 제어시스템의 기능은 순항모드에서는 속도 유지하고, 자동비행시스템과 연계할 수 있도록 설계하였으며, 착륙 접근모드에서는 받음각을 유지할 수 있도록 하였다. 그리고 개발 비용을 최소화하고, 기존의 항공기에 적용된 하드웨어 및 시스템을 최소한으로 변경하여 신뢰성을 유지할 수 있도록 하였다. 개발된 제어기는 HILS(Hardware In-the-Loop Simulator) 환경에서 실시간 조종사 평가(real-time pilot evaluation)를 수행하여 실제 항공기 적용에 대한 가능성을 평가하였다.
- 본 논문에서 제안하고 있는 자동추력 제어시스템은 순항 모드에서는 추가적인 PLA 조작 없이 속도를 유지할 수 있음으로 수평, 하강 및 상승 비행과 같은 비행영역에서 효율적이고, 기존의 자동비행시스템과 연계함으로써 조종사의 조종부담을 경감시킬 수 있었다는 평가 견해를 받았다. 그리고 속도 추종에 대한 오차범위 및 추종시간은 관련규 격서에서 제시한 기준을 만족할 수 있었다. 또한 착륙 시에 접근모드를 사용함으로써 PLA의 조작 없이 받음각을 유지할 수 있었고, 조종사는 조종간(control stick)만을 사용하여 비행경로제어 만으로 착륙을 할 수 있음으로 조종 부담을 상당 부분 감소시켜 비행안전성을 개선시킨다는 평가를 받았다.
- 그리고 속도 추종에 대한 오차범위 및 추종시간은 관련규 격서에서 제시한 기준을 만족할 수 있었다. 또한 착륙 시에 접근모드를 사용함으로써 PLA의 조작 없이 받음각을 유지할 수 있었고, 조종사는 조종간(control stick)만을 사용하여 비행경로제어 만으로 착륙을 할 수 있음으로 조종 부담을 상당 부분 감소시켜 비행안전성을 개선시킨다는 평가를 받았다.
- 평가 결과, 순항모드에서는 목표 속도의 추종이 용이하고, 착륙 접근모드에서 목표 받음각의 추종이 용이하였으며, 속도 및 받음 각 오차는 관련 규격을 만족하였다. 또한 착륙접근모드에서는 조종성 Level 1을 획득함으로써 착륙 시에 조종사의 조종부담을 경감시켜 비행 안전성을 증강시킨다는 평가결과를 얻을 수 있었다.
- 기존의 하드웨어를 변경하지 않고, 3중의 비행제어컴퓨터에서 속도 및 받음각 등과 같은 항공기의 상태 정보를 참조로 하여 자동추력 제어명령을 생성할 수 있도록 하였다. 또한, 3중의 자동추력 제어명령을 FADEC를 제공함으로써 결함에 대한 시스템의 신뢰성을 향상시켜 비행 안전성을 극대화하였다. 개발된 자동추력 제어시스템은 실시간 평가 환경인 HILS를 구성하여 순항모드, 접근모드 및 안전관리기능에 대하여 조종사의 평가를 수행하였다.
- 개발된 자동추력 제어시스템은 실시간 평가 환경인 HILS를 구성하여 순항모드, 접근모드 및 안전관리기능에 대하여 조종사의 평가를 수행하였다. 본 논문에서 제안하고 있는 자동추력 제어시스템은 순항 모드에서는 추가적인 PLA 조작 없이 속도를 유지할 수 있음으로 수평, 하강 및 상승 비행과 같은 비행영역에서 효율적이고, 기존의 자동비행시스템과 연계함으로써 조종사의 조종부담을 경감시킬 수 있었다는 평가 견해를 받았다. 그리고 속도 추종에 대한 오차범위 및 추종시간은 관련규 격서에서 제시한 기준을 만족할 수 있었다.
- 속도 유지를 위한 순항 모드를 평가한 결과, 수평비행, 상승 및 하강, 자동비행시스템에 연계한 균형 선회 기동에서 목표 속도 추종 오차는 ±0.01knots 이내였다.
- 둘째, 비정상적인 자세에 진입했을 경우에 자동으로 비활성화되지 여부를 평가하였으며, 기준 값의 설정에 따른 적합성을 조종사의 평가 견해를 통해 조율하였다. 안전 관리기능에 대한 조종사 평가 결과, 자동추력제어시스템의 비활성화에 대한 기준 값으로 설계한 안전관리기능은 항공기의 안전을 효율적으로 보장한다는 평가를 받았다.
- 그리고 속도에 대한 외란의 영향성을 평가하기 위해 조종사는 PLA 입력을 MIL로 설정하게 된다. 이때, 선회 기동으로 항공기의 양력을 소실함으로써 고도 하강이 발생하고, PLA 입력으로 속도 증가가 발생하지만, 자동추력 제어시스템 및 고도 유지 자동비행으로 속도 및 고도는 목표 값으로 회복 하였다. 이때, 목표 속도의 ±0.
- 접근모드에서의 받음각 유지 기능 및 착륙에 대한 조종성을 평가한 결과, 목표 받음각 추종 성능은 만족스러웠고, 평가 전 영역에서 조종성 Level 1을 획득할 수 있었다.
- 최종적으로 항공기의 목표 받음각은 오차범위 ±0.1° 이내로 추종한다는 것을 확인할 수 있었다.
- 개발된 제어기는 HILS(Hardware In-the-Loop Simulator) 환경에서 실시간 조종사 평가(real-time pilot evaluation)를 수행하여 실제 항공기 적용에 대한 가능성을 평가하였다. 평가 결과, 순항모드에서는 목표 속도의 추종이 용이하고, 착륙 접근모드에서 목표 받음각의 추종이 용이하였으며, 속도 및 받음 각 오차는 관련 규격을 만족하였다. 또한 착륙접근모드에서는 조종성 Level 1을 획득함으로써 착륙 시에 조종사의 조종부담을 경감시켜 비행 안전성을 증강시킨다는 평가결과를 얻을 수 있었다.
- 또한, 각 영역에서 트림을 수행하여 항공기 안정화 특성을 평가하였다. 평가 결과, 실시간 시뮬레이션 결과와 비실시간 시뮬레이션 결과와의 동일 조종 입력에서 항공기 응답 특성의 상사성을 확인하여 구축된 HILS 환경의 신뢰성을 확인할 수 있었다.
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