본 논문은 KC-100 소형민항기의 스핀시험을 위해 장착될 스핀회복장치의 설계 및 지상활주 전개 시험에 대해 기술하였다. 스핀회복장치에 대한 상세 설계 단계에서 공력, 구조, 안정성, 조종성 등에 대한 해석적 결과를 토대로 낙하산 단위면적당 라이저 길이, 낙하산 다공성, 낙하산 펼침 시간, 및 전개방법 등의 설계 변수를 결정했다. 본 시스템의 검증을 위해 항공기에 스핀회복장치를 장착한 상태에서 기능점검 후 KC-100 고속활주 중 스핀슈트 전개를 수행했다.
본 논문은 KC-100 소형민항기의 스핀시험을 위해 장착될 스핀회복장치의 설계 및 지상활주 전개 시험에 대해 기술하였다. 스핀회복장치에 대한 상세 설계 단계에서 공력, 구조, 안정성, 조종성 등에 대한 해석적 결과를 토대로 낙하산 단위면적당 라이저 길이, 낙하산 다공성, 낙하산 펼침 시간, 및 전개방법 등의 설계 변수를 결정했다. 본 시스템의 검증을 위해 항공기에 스핀회복장치를 장착한 상태에서 기능점검 후 KC-100 고속활주 중 스핀슈트 전개를 수행했다.
This paper deals with Spin/Stall Recovery Parachute System from design to ground taxiing stage which would be deployed on the high speed taxi of turbo-prop airplane. In detail design phase, design parameters- riser length, parachute type, size, porosity, parachute canopy filling time, and deployment...
This paper deals with Spin/Stall Recovery Parachute System from design to ground taxiing stage which would be deployed on the high speed taxi of turbo-prop airplane. In detail design phase, design parameters- riser length, parachute type, size, porosity, parachute canopy filling time, and deployment method- were considered based on the analytical disciplines such as aerodynamics, structures, and stability & control. Before the installation of Spin/Stall Recovery System of turbo-prop airplane, all control functions of this system were validated by the SBTB(System Breakout Test Box) in the laboratory. SBTB was used to confirm if it can detect faults, and simulate the firing of pyrotechnic devices that control the deployment and jettison of it. Once confirmed normal operation, deployment of parachute on the high speed taxiing were performed.
This paper deals with Spin/Stall Recovery Parachute System from design to ground taxiing stage which would be deployed on the high speed taxi of turbo-prop airplane. In detail design phase, design parameters- riser length, parachute type, size, porosity, parachute canopy filling time, and deployment method- were considered based on the analytical disciplines such as aerodynamics, structures, and stability & control. Before the installation of Spin/Stall Recovery System of turbo-prop airplane, all control functions of this system were validated by the SBTB(System Breakout Test Box) in the laboratory. SBTB was used to confirm if it can detect faults, and simulate the firing of pyrotechnic devices that control the deployment and jettison of it. Once confirmed normal operation, deployment of parachute on the high speed taxiing were performed.
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문제 정의
한국항공우주산업(주)에서는 고속활주 시험의 위험성을 고려하여 전 계통엔지니어들이 MCR(Mission Control Room)에서 안전모니터링을 하면서 시험을 진행하였다. 본 고속활주 시험 후 일회성인 스핀회복 장치의 특성을 고려하여 사후관리 방법에 대해서도 기술하였다.
스핀시험은 소형급 항공기의 국내 감항인증 (KAS, Korea Airworthiness Standards) 획득을 위해 필수적인 시험이다. 본 논문에서는 스핀회복장치의 설계 및 시험평가에 대해 다루었다. 스핀회복장치 설계 변수들인 낙하산 형상, 크기, 다공성 및 스핀슈트 지지구조물 등을 기술하였다.
본 시험은 그동안 사용해온 SBTB를 제거하고 비행 형상으로 복귀하였을 때 컨트롤 시스템에서 SAFE/ARM 상태 모두에서 Light가 Flashing 하지 않음을 확인하는 시험이다. 본 시험은 Safe Zone을 확보한 상태에서 수행해야 하며 절대 Deploy 및 Jettison 버튼을 누르면 안 된다.
본 시험은 의도적으로 ARM에 연결되는 커넥터를 분리하거나 SBTB의 플러그 중 하나를 제거하거나 단락시켰을 때 컨트롤 시스템에서 Fault를 정확하게 검출해 낼 수 있는지 확인하는 시험이다. 주의할 사항은 의도적으로 Fault를 유발시킨 후 원복시켰을 때 컨트롤 시스템에서 Failed Mechanical 메시지가 없음을 확인해야 하고 또한 SAFE/ARM 위치에서 Light Flashing 하지 않음을 반드시 확인한 후 시험을 종료해야 한다는 점이다.
본 시험의 목적은 SAFE/ARM 상태 모두에서 Fault 없이 정상적으로 작동하는지 여부를 확인하기 위함이다. Fig.
본 시험의 목적은 스핀회복장치를 장착하고 운영할 때 각 계통에 전자기적 영향성이 없음을 확인하기 위함이다. 본 시험을 위해 스핀 회복장치의 ARM을 탈거한 후 관련 커넥터에 퓨즈를 연결하였다.
제안 방법
Rocket Motor와 Igniter는 스핀슈트를 끌고 나오는 역할을 해주는 요소로서 Vulcan Systems 사에서 5개 제작하였으며 그 중 2개를 선택하여 72℉의 온도 조건에서 Firing 시험을 수행하였다. 그 결과 Table 4와 Fig.
TLF 볼트에 대한 설계 하중은 3200lbs±3%(3104~3296lbs)이므로 직경이 0.215 inch 인 TLF 볼트 2개를 제작하여 Verification Test를 수행하였다.
안전을 위해 Safety Zone 200ft를 확보한 상태에서 시험을 진행하였다. 가속 중 스핀슈트를 전개할 경우 기수 들림 현상을 겪을 수 있으므로 감속 중에 스핀슈트 전개를 수행하였다. 스핀슈트 전개는 Fig.
스핀회복장치를 설계할 때 낙하산 크기, 낙하산 형태, 라이저(Riser) 길이, 낙하산 전개 방법 등을 결정해야 한다. 낙하산 크기와 라이저 길이는 스핀 풍동 시험을 통해 결정되어야 하지만 Table 1에서 보는 것과 같이 스핀회복장치의 개발 사례를 바탕으로 최적의 낙하산 크기 및 형상을 결정하였다. KC-100 스핀회복장치의 스핀슈트로서 Conical Ribbon 낙하산을 선택하였는데 Conical Ribbon 낙하산은 Flat Ribbon 낙하산에 비해 항력은 큰 반면 진동(Oscillation) 및 전개하중은 작은 특성을 갖는다[4].
55[3]이므로 낙하산직경을 구할 수 있다. 라이저 길이와 낙하이를 바탕으로 KC-100 스핀회복장치의 라이저 길이 비는 1.16이 되도록 설계하였다. Table 2는 KC-100 스핀회복장치의 낙하산 크기 설계를 위한 변수들이다.
이상적으로는 실제 비행 중 스핀 회복장치 전개시험을 해야 하지만 소형급 항공기 비행 중 스핀슈트 전개 시 발생할 수 있는 위험성 등을 고려하여 지상활주 시험으로 스핀회복장치의 건전성을 확인하는 방향으로 시험을 진행하였다. 본 시험에 앞서 스핀회복장치를 구성하는 기계적 단품에 대한 강성시험을 수행하였고, 항전장비(Avionics System), 엔진제어(FADEC), 비행제어컴퓨터(FLCC) 등과 연동한 전자파 장해시험(EMI Test)을 포함하는 통합 기능 시험 (Integration Test)을 수행하였다. 한국항공우주산업(주)에서는 고속활주 시험의 위험성을 고려하여 전 계통엔지니어들이 MCR(Mission Control Room)에서 안전모니터링을 하면서 시험을 진행하였다.
본 시험은 Pyro 회로와 관련된 플러그를 제거했을 때 컨트롤 시스템에서 Fault를 검출해 낼 수 있는지 확인하는 시험으로 방법은 4.1.4의 시험과 동일하다.
본 시험의 목적은 스핀회복장치를 장착하고 운영할 때 각 계통에 전자기적 영향성이 없음을 확인하기 위함이다. 본 시험을 위해 스핀 회복장치의 ARM을 탈거한 후 관련 커넥터에 퓨즈를 연결하였다. 항공기 엔진런을 수행하면서 스핀회복장치의 전원을 켰을 때 항전장비, 비행제어 컴퓨터, 엔진제어장치(FADEC) 등 항공기에 장착된 장비들의 기능에 영향이 없는지 확인하였다.
본 시험을 위해서 SBTB(System Break-out Test Box), ARM & Tractor Rocket을 연결한다.
이때 볼트가 받는 하중은 3170lbs정도이다. 볼트 제작은 통합된 하나의 bar에서 이루어지며 Airborne Systems사에서 진행하였다.
스핀슈트 전개 과정에서 발생하는 하중을 충분히 견딜 수 있는지 확인하기 위해 스핀회복장치를 구성하는 각 요소들에 대한 강성 시험을 수행하였다. 강성 시험을 수행한 구성요소는 Tractor Rocket Motor & Igniter, ARM Cutter Screw, Pyro Lock Screw, TLF bolt, Shear Pin 이다.
본 논문에서는 스핀회복장치의 설계 및 시험평가에 대해 다루었다. 스핀회복장치 설계 변수들인 낙하산 형상, 크기, 다공성 및 스핀슈트 지지구조물 등을 기술하였다. 또한 스핀슈트 전개를 위한 구성요소 및 시험 절차를 구체적으로 제시하였고 스핀회복장치 설계가 적절하였음을 고속지상활주 시험결과로 확인하였다.
항공기 스핀 시험을 하는 동안 항공기가 제어 불능 상태에 빠졌을 때를 대비하여 항공기 외부에 스핀회복장치를 장착하게 된다. 스핀회복장치는 Fully Developed Spin 조건에서 구조물이 가장 큰 하중을 받으므로 이때의 하중을 기준으로 구조물을 설계하였다. 지지 구조물이 받는 하중을 분산시키기 위해 Fig.
12와 같이 시스템을 구성한다. 스핀회복장치와 관련된 항공기 커넥터를 분리한 후 전원, Deploy, Jettison 관련 와이어가 정상적으로 되어 있는지 확인하였다.
스핀회복장치의 검증을 위해 스핀슈트를 고속활주 상태에서 전개하였고 비행시험 통제실 (MCR; Misson Control Room)에서 전 계통 엔지니어들이 하중, 공력 등 스핀슈트 전개와 관련된 계측데이터(Telemetry data)를 모니터링하였다.
안전을 고려하여 Mechanical Lock, Deploy & Tractor Rocket 부분을 단락 시킨 상태에서 시험을 먼저 수행하였다.
14는 고속활주 중 스핀슈트를 전개하는 모습이다. 안전을 위해 Safety Zone 200ft를 확보한 상태에서 시험을 진행하였다. 가속 중 스핀슈트를 전개할 경우 기수 들림 현상을 겪을 수 있으므로 감속 중에 스핀슈트 전개를 수행하였다.
항공기 동체가 결정되어 있는 상황에서 라이저 길이와 낙하산 직경 결정이 스핀회복장치 설계의 핵심 요소라 할 수 있다. 이 요소들을 결정하기 위해 프로펠러 후류 효과등이 미치는 영향을 고려한 풍동 시험을 거쳐야 하지만 제반 여건상 경험 데이터[3]를 토대로 낙하산 직경 및 라이저 길이를 결정하였다.
또한, 실크로 제작된 낙하산이 나일론으로 제작된 낙하산에 비해 더 큰 전개 하중을 받는다. 이러한 점들을 고려하여 KC-100 스핀 시험은 15,000ft에서 스핀에 진입하여 8,000ft에서도 스핀 회복이 안 될 경우 스핀회복장치의 낙하산을 전개시키도록 비행시험 절차를 만들었다.
215 inch 인 TLF 볼트 2개를 제작하여 Verification Test를 수행하였다. 이를 근거로 최종 제작을 위해 TLF 볼트 5개를 제작한 후 그 중 2개를 선정하여 AT(Acceptance Test)를 수행하였다. 실제 사용하기 위한 볼트는 설계하중 보다 적은 하중을 받도록 하기 위해 직경 0.
그러나 조종사가 스핀회복을 위한 절차에 따라 조치를 취했음에도 스핀 회복이 되지 않는 경우 스핀회복장치를 전개하여 강제 스핀회복을 시켜주어야 한다. 이상적으로는 실제 비행 중 스핀 회복장치 전개시험을 해야 하지만 소형급 항공기 비행 중 스핀슈트 전개 시 발생할 수 있는 위험성 등을 고려하여 지상활주 시험으로 스핀회복장치의 건전성을 확인하는 방향으로 시험을 진행하였다. 본 시험에 앞서 스핀회복장치를 구성하는 기계적 단품에 대한 강성시험을 수행하였고, 항전장비(Avionics System), 엔진제어(FADEC), 비행제어컴퓨터(FLCC) 등과 연동한 전자파 장해시험(EMI Test)을 포함하는 통합 기능 시험 (Integration Test)을 수행하였다.
Pyro Lock Initiator는 스핀슈트가 전개되기 전 낙하산을 잡아주는 역할을 하며 Cutter Initiator는 스핀슈트가 완전 전개된 후 낙하산을 끊어내는 역할을 한다. 이와 관련된 Screw에 대한 파단 강도 시험을 수행하였다. 파단 강도 측정 시험은 Airborne Systems 시험 시설에서 수행되었다.
4와 같이 트러스 형상으로 설계하였다. 트러스 구조물의 각 부재의 장착 각도는 Fig. 5에서 보는 바와 같이 30도 정도가 되어야 와류에 의한 영향이 최소화된다는 공력해석을 반영하여 구조물 설계를 진행하였다. 트러스의 소재는 AL2024-T3를 선정하였고 좌굴 해석 등을 바탕으로 외부직경(Φo) 약 45mm, 내부직경(Φi) 약 38mm, 두께 3mm로 결정하였다.
본 시험을 위해 스핀 회복장치의 ARM을 탈거한 후 관련 커넥터에 퓨즈를 연결하였다. 항공기 엔진런을 수행하면서 스핀회복장치의 전원을 켰을 때 항전장비, 비행제어 컴퓨터, 엔진제어장치(FADEC) 등 항공기에 장착된 장비들의 기능에 영향이 없는지 확인하였다.
대상 데이터
그러나 다공성이 지나치게 높으면 공력 특성이 나빠지는 결과를 초래할 수도 있다[4]. KC-100 스핀슈트로 35%의 다공성을 갖는 낙하산을 선택하였는데 이는 낙하산 개발 업체인 Airborne Systems의 경험 데이터[3]를 근거로 결정되었다.
강성 시험을 수행한 구성요소는 Tractor Rocket Motor & Igniter, ARM Cutter Screw, Pyro Lock Screw, TLF bolt, Shear Pin 이다.
트러스의 소재는 AL2024-T3를 선정하였고 좌굴 해석 등을 바탕으로 외부직경(Φo) 약 45mm, 내부직경(Φi) 약 38mm, 두께 3mm로 결정하였다.
이와 관련된 Screw에 대한 파단 강도 시험을 수행하였다. 파단 강도 측정 시험은 Airborne Systems 시험 시설에서 수행되었다. Fig.
이론/모형
전자는 전기에 의한 기폭된 커터로 라이저를 절단하고 후자는 Mechanical Cable에 의한 기폭된 커터로 라이저를 절단한다. 상대적으로 전자의 방식이 안정성이 높기 때문에 KC-100의 Jettison 방식으로 Electrical Pyrotechnic Riser Severance 방식을 선택하였다.
Rocket Extract 방식은 반발력이 거의 없기 때문에 지지구조물에 하중이 덜 가해진다. 이런 장점 때문에 KC-100 스핀회복장치의 전개 방법으로 Rocket Extract 방식을 선택하였다.
성능/효과
Table 3은 KT-1과 KC-100의 관성모멘트 값을 비교한 데이터이다. I zz와 I yy의 비가 클수록 스핀모드에 잘 빠지지 않는 특성을 지니는데, KC-100은 스핀특성이 좋은 것으로 알려진 KT-1과 비교해도 나쁘지 않음을 알 수 있다.
Rocket Motor와 Igniter는 스핀슈트를 끌고 나오는 역할을 해주는 요소로서 Vulcan Systems 사에서 5개 제작하였으며 그 중 2개를 선택하여 72℉의 온도 조건에서 Firing 시험을 수행하였다. 그 결과 Table 4와 Fig. 7에서 보는 것과 같이 평균 추력은 약 98lbs, 최대추력 약 125lbs로 확인되었으며, 폭발 시간은 약 2.2 sec였다.
스핀회복장치 설계 변수들인 낙하산 형상, 크기, 다공성 및 스핀슈트 지지구조물 등을 기술하였다. 또한 스핀슈트 전개를 위한 구성요소 및 시험 절차를 구체적으로 제시하였고 스핀회복장치 설계가 적절하였음을 고속지상활주 시험결과로 확인하였다.
Level Flight 방식은 가장 확실히 스핀회복장치를 검증할 수 있는 방식이지만 예상할 수 없는 위험요소를 많이 안고 있다. 본 시험의 경험이 많은 미국 비행시험 파일럿 양성 학교의 자문을 받은 결과를 종합해볼 때 Ground Taxi 방식이 가장 적합하다고 판단하였다. Table 6은 스핀회복장치 전개 사례를 정리한 것이다.
본 시험은 의도적으로 ARM에 연결되는 커넥터를 분리하거나 SBTB의 플러그 중 하나를 제거하거나 단락시켰을 때 컨트롤 시스템에서 Fault를 정확하게 검출해 낼 수 있는지 확인하는 시험이다. 주의할 사항은 의도적으로 Fault를 유발시킨 후 원복시켰을 때 컨트롤 시스템에서 Failed Mechanical 메시지가 없음을 확인해야 하고 또한 SAFE/ARM 위치에서 Light Flashing 하지 않음을 반드시 확인한 후 시험을 종료해야 한다는 점이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
KC-100 항공기 개발 사업의 목적은 무엇인가?
KC-100 항공기 개발 사업은 단발 피스톤 프로 펠러 항공기를 개발하여 국내 인증기관으로부터 항공기의 형식증명(Type Certificate)을 획득하기 위한 사업이다. 국내 감항인증 기준(KAS, Korea Airworthiness Standards)에 따르면, Part23급 항공기는 스핀이나 실속에 진입하더라도 곧 바로 회복될 수 있어야 한다[1-2]
스핀회복을 위한 낙하산이동체 크기에 비해 라이저 길이가 작게 설계되거나 또는 지나치게 클 경우 어떠한 문제가 일어나는가?
스핀회복을 위한 낙하산이동체 크기에 비해 직경이 작게 설계될 경우 낙하산 항력 손실이 커지게 되어 항공기 안정성에 좋지 않은 영향을 끼치게 된다. 동체에 비해 라이저 길이가 작게 설계될 경우 낙하산 전개가 잘 되지 않는다. 반대로 동체 대비 라이저 길이가 지나치게 클 경우 스핀억제 모멘트가 작아져 스핀 회복이 지연될 수 있다. 항공기 동체가 결정되어 있는 상황에서 라이저 길이와 낙하산 직경 결정이 스핀회복장치 설계의 핵심 요소라 할 수 있다.
본 연구에서 스핀회복장치의 설계 변수로 무엇을 선정했는가?
본 논문은 KC-100 소형민항기의 스핀시험을 위해 장착될 스핀회복장치의 설계 및 지상활주 전개 시험에 대해 기술하였다. 스핀회복장치에 대한 상세 설계 단계에서 공력, 구조, 안정성, 조종성 등에 대한 해석적 결과를 토대로 낙하산 단위면적당 라이저 길이, 낙하산 다공성, 낙하산 펼침 시간, 및 전개방법 등의 설계 변수를 결정했다. 본 시스템의 검증을 위해 항공기에 스핀회복장치를 장착한 상태에서 기능점검 후 KC-100 고속활주 중 스핀슈트 전개를 수행했다.
참고문헌 (7)
Zdobyskaw, G., and Alfred, B., "Theoretical, experimental and in-flight spin investigations for an executive light airplane", 23rd Cogress of International Council of the Astronautical Sciences, Toronto, Canada, 2002.
Stough, H. P., "A summary of spin-recovery parachute experience on light airplanes", AIAA Paper 90-1316, 1990, pp.393-402.
Dong-Hun Lee , Byung-chan Nho, Myung-Kag Kang, Kyung Woo Kang, Ju-Ha Lee, "Design and testing of the Spin Recovery Parachute System(SRPS), Int'l J. of Aeronautical& Space Sci. 3(1), pp.241-251, 2012
Mohaghegh, F., and Jahannama, M. R., "Parachute filling time : A criterion to classify parachute types", 19th AIAA Aerodynamic decelerator systems technology conference and seminar, Williamburg, VA, 2007.
변진구, 이상직, 신융현, 이대열, "기본훈련기 스핀 회복장치 설계 및 적용에 관한 연구",한국항공우주학회지, Vol.25 pp.7-15, 1997
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