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문제 정의
- 시뮬레이션 환경은 SSWM을 이용하였으며, RFCS가 정상 및 비정상 모드일 때로 구분하여 수행하였다. 본 논문에서는 M0.8@10kft, F0, UA 영역에서의 결과를 대표적으로 도시하였다.
제안 방법
- IFS는 검증된 항공기와 비행제어법칙을 이용하여 이·착륙 및 일반적인 비행을 수행하고, 평가영역에서는 RFCS로 전환하여 개발된 비행제어법칙을 평가한다.
- 비정상모드에서 전환시간의 변경에 따라 비행제어법칙 간의 상호 전환을 수행하였다. RFCS의 비정상모드를 구현하기 위해 피치각속도 귀환이득을 80% 감소시켜 단주기모드(short-period mode)의 감쇄비를 저하시켰다. 그리고 PFCS에서 RFCS로 전환한 후, 전환시간에 따라 PFCS로 안전하게 복귀하는지와 천이 응답 특성을 평가하였다.
- RFCS의 비정상모드를 구현하기 위해 피치각속도 귀환이득을 80% 감소시켜 단주기모드(short-period mode)의 감쇄비를 저하시켰다. 그리고 PFCS에서 RFCS로 전환한 후, 전환시간에 따라 PFCS로 안전하게 복귀하는지와 천이 응답 특성을 평가하였다.
- 평가방법은 SSWM을 이용하여 전환시간에 따라 시뮬레이션을 수행함으로써 전환 시에 따른 천이 응답 특성을 분석하였다. 그리고 RFCS의 세로축 피치각속도 이득을 30% 증가시키고, 조종사 세로축 입력의 유무에 따라 시뮬레이션을 수행하였으며, 세로축 피치각속도 이득을 80% 감소시켜 RFCS가 불안정한 상황에서 조종사의 입력 없이 전환하여 안전하게 PFCS로 복귀할 수 있는지 평가하였다. 시뮬레이션 결과로부터 천이 응답이 최소화되는 전환시간을 선정하고, 이를 HSWM에 적용하여 실시간 조종사 평가를 통해 상호전환 시에 조종성 및 비행 안전성을 평가하였다.
- 이때, SWM에는 급격한 천이 응답 특성을 최소화하기 위해 TFS를 이용한 페이더를 적용하였다. 그리고 상호 전환 시에 조종면 제어명령의 차이로 인하여 발생하는 천이 응답 특성을 평가하기 위해 RFCS의 세로축에 적용되어 있는 피치각속도 궤환 이득(Kq)을 조절하여 동특성을 변경할 수 있도록 하였다. 또한, 고장 모드에서 항공기가 안정하게 전환되는 것을 평가하기 위해 RFCS에 공기정보 및 조종면 재형상 모드에 대한 기능을 추가하였다.
- 하드웨어 간의 통신은 TCP/IP를 적용하였으며, 비행제어법칙에 필요한 입력 변수 및 계산된 출력 변수를 주고받는 발신부(sender)와 수신부(receiver)를 설계하였다. 그리고 페이더와 대기모드를 포함한 전환제어법칙은 PFCS 부분에 설계하여 통제 권한을 PFCS가 갖게 하였다.
- 그리고 상호 전환 시에 조종면 제어명령의 차이로 인하여 발생하는 천이 응답 특성을 평가하기 위해 RFCS의 세로축에 적용되어 있는 피치각속도 궤환 이득(Kq)을 조절하여 동특성을 변경할 수 있도록 하였다. 또한, 고장 모드에서 항공기가 안정하게 전환되는 것을 평가하기 위해 RFCS에 공기정보 및 조종면 재형상 모드에 대한 기능을 추가하였다.
- 본 논문에서는 TFS(Transient Free Switch)를 이용한 페이더(fader)와 리셋(reset) '0' 타입의 대기모드(stand-by mode) 알고리즘을 설계하여 비행제어법칙 간의 상호 전환 시에 과도응답이 최소화되는 천이시간(transition time)을 선정하였다.
- 본 논문에서는 전환제어법칙인 TFS를 이용한 페이더로직 및 리셋 ‘0’ 타입의 대기모드를 적용한 SSWM 및 HSWM을 이용하여 시뮬레이션 및 조종사 평가를 수행함으로써 전환시간에 따른 항공기 천이 응답 특성을 평가하였다.
- 비정상모드에서 전환시간의 변경에 따라 비행제어법칙 간의 상호 전환을 수행하였다. RFCS의 비정상모드를 구현하기 위해 피치각속도 귀환이득을 80% 감소시켜 단주기모드(short-period mode)의 감쇄비를 저하시켰다.
- 상이한 두 비행제어법칙 간의 상호 전환 시, 조종면 제어명령의 차이로 인해 발생하는 급격한 천이 응답을 개선하기 위해 페이더 알고리즘을 설계하였다. 페이더는 on-line, off-line 및 선형함수를 이용한 off-line와 같은 알고리즘이 연구된 바가 있으며, F-18 HARV에서는 on-line 페이더를 이용하여 급격한 천이 응답을 감소시켰다[7].
- 그리고 RFCS의 세로축 피치각속도 이득을 30% 증가시키고, 조종사 세로축 입력의 유무에 따라 시뮬레이션을 수행하였으며, 세로축 피치각속도 이득을 80% 감소시켜 RFCS가 불안정한 상황에서 조종사의 입력 없이 전환하여 안전하게 PFCS로 복귀할 수 있는지 평가하였다. 시뮬레이션 결과로부터 천이 응답이 최소화되는 전환시간을 선정하고, 이를 HSWM에 적용하여 실시간 조종사 평가를 통해 상호전환 시에 조종성 및 비행 안전성을 평가하였다.
- 0 초로 변경하여 시뮬레이션을 수행하였다. 시뮬레이션 환경은 SSWM을 이용하였으며, RFCS가 정상 및 비정상 모드일 때로 구분하여 수행하였다. 본 논문에서는 M0.
- 전환시간의 변화에 따른 항공기 천이 응답 특성을 평가하기 위하여 전환시간을 0.1, 1.0 및 2.0 초로 변경하여 시뮬레이션을 수행하였다. 시뮬레이션 환경은 SSWM을 이용하였으며, RFCS가 정상 및 비정상 모드일 때로 구분하여 수행하였다.
- 정상모드에서 두 비행제어법칙 간의 상호전환 시에 항공기 천이 응답 특성을 평가하기 위하여 전환시간의 변경에 따라 비행제어법칙 간의 상호 전환을 수행하였다. 이때, PFCS와 RFCS의 비행제어설계 개념 및 구조는 동일하나, RFCS의 피치각속도 귀환이득을 30% 증가시켜 두 비행제어법칙 간의 세로축 동특성에 차이를 발생시켰다.
- 평가방법은 수평비행상태에서 전환을 할 경우와 3-g 선회 기동을 수행하면서 전환하여 급기동에 의한 항공기 천이 응답 특성을 평가하였다. 평가기준은 조종성과 비행안전성 관점에서 평가하였으며, 조종사에 명령에 의해 전환 시 항공기를 제어 가능한지 여부를 평가하였다.
- 0 초를 HQSPC 연동 실시간 시뮬레이터인 HSWM에 적용하여 조종사 평가를 수행하였다. 평가방법은 수평비행상태에서 전환을 할 경우와 3-g 선회 기동을 수행하면서 전환하여 급기동에 의한 항공기 천이 응답 특성을 평가하였다. 평가기준은 조종성과 비행안전성 관점에서 평가하였으며, 조종사에 명령에 의해 전환 시 항공기를 제어 가능한지 여부를 평가하였다.
- 6은 HQS-PC 기반의 HSWM 개념을 나타내는데, 개발된 RFCS를 PC에 설계하여 기존의 비행제어 법칙인 PFCS와 독립적으로 설계하는 개념이다[4]. 하드웨어 간의 통신은 TCP/IP를 적용하였으며, 비행제어법칙에 필요한 입력 변수 및 계산된 출력 변수를 주고받는 발신부(sender)와 수신부(receiver)를 설계하였다. 그리고 페이더와 대기모드를 포함한 전환제어법칙은 PFCS 부분에 설계하여 통제 권한을 PFCS가 갖게 하였다.
대상 데이터
- 시험영역은 Fig. 4와 같이 동압이 큰 영역인 M0.8@10kft, 동압이 작은 영역인 M0.4@20kft, 천음속 영역인 M0.95@30kft, 초음속 영역인 M1.05@ 30kft 및 안정한 영역인 300knots@30kft를 대표적으로 선정하였다. 항공기는 무장 형상을 장착하지 않은 F0(Clean)으로 하였다.
데이터처리
- 항공기는 무장 형상을 장착하지 않은 F0(Clean)으로 하였다. 평가방법은 SSWM을 이용하여 전환시간에 따라 시뮬레이션을 수행함으로써 전환 시에 따른 천이 응답 특성을 분석하였다. 그리고 RFCS의 세로축 피치각속도 이득을 30% 증가시키고, 조종사 세로축 입력의 유무에 따라 시뮬레이션을 수행하였으며, 세로축 피치각속도 이득을 80% 감소시켜 RFCS가 불안정한 상황에서 조종사의 입력 없이 전환하여 안전하게 PFCS로 복귀할 수 있는지 평가하였다.
이론/모형
- 가로-방향축 비행제어법칙은 미끄럼각-미끄럼각속도( - #) 궤환 구조의 제어기법을 이용하여 궤환 이득을 설계한다. 그러나 비대칭 무장형상에서 세로축 기동 시 발생하는 롤운동 현상을 제거하기 위해 세로축 기동과 같이 작은 롤 조종입력이나 롤각속도가 작은 영역에서 롤각속도 궤환 이득을 상대적으로 증가시켜 롤축 조종사 명령이득과 동일하게 사용하는 단순 롤각속도 궤환 구조의 제어법칙을 가로축에 일부 적용하였다[6].
- 대기모드는 적분기, 조종면 제어명령을 제한하는 제한기, 이득 및 적분기 포화현상을 방지하기 위한 감긴 현상 방지기(wind-up compensator)로 구성된다. 대기 모드는 적분기가 포함되어 있는 세로축 제어법칙에 설계하였다.
- 시뮬레이션을 통해 선정된 전환시간 1.0 초를 HQSPC 연동 실시간 시뮬레이터인 HSWM에 적용하여 조종사 평가를 수행하였다. 평가방법은 수평비행상태에서 전환을 할 경우와 3-g 선회 기동을 수행하면서 전환하여 급기동에 의한 항공기 천이 응답 특성을 평가하였다.
- 신규 항공기의 비행제어법칙을 검증하기 위한 방법으로 많은 항공기 개발 사업에서 IFS를 이용하였다. IFS는 검증된 항공기와 비행제어법칙을 이용하여 이·착륙 및 일반적인 비행을 수행하고, 평가영역에서는 RFCS로 전환하여 개발된 비행제어법칙을 평가한다.
- 초음속 고등훈련기의 세로축 비행제어법칙 구조는 모델 역변환설계기법과 비례-적분 제어방식을 채택하고 있으며, 기동 시 초기 피치각가속도의 증강을 위한 개루프 제어명령(open loop feed forward control command)이 사용한다. 조종명령은 비행단계 부류 A(flight phase category A, up & away mode)의 경우는 수직가속도 추종시스템(normal acceleration following system)이고, 비행단계 부류 C(flight phase category C, power approach mode)는 정밀한 자세제어를 위한 피치각속도(pitch rate) 추종시스템이다[5].
성능/효과
- 본 논문에서는 TFS(Transient Free Switch)를 이용한 페이더(fader)와 리셋(reset) '0' 타입의 대기모드(stand-by mode) 알고리즘을 설계하여 비행제어법칙 간의 상호 전환 시에 과도응답이 최소화되는 천이시간(transition time)을 선정하였다. SSWM와 HSWM을 기반으로 하여 평가를 수행한 결과, 수평 및 선회비행에서 제어법칙 간의 상호전환 시에 항공기 안전성을 확보할 수 있었으며, 조종성(handling quality) Level 1을 만족할 수 있었다.
- 따라서 이·착륙 및 비행시험 영역까지의 비행은 PFCS를 이용하고, 평가영역에서는 RFCS로 전환하여 신규 비행제어법칙을 평가하는 방식이다. 그러므로 RFCS를 이용하여 전체시스템의 특성을 정확하게 파악할 수 있고, PFCS를 대기모드로 적용함으로써 비상 상황에서 항공기 안전성을 보장할 수 있음으로 신규로 개발되는 비행제어법칙 검증으로 인한 위험부담을 감소시킬 수 있다. PFCS와 RFCS 간의 상호 전환 시에 천이응답을 최소화하는 전환장치(Switching Mechanism, SWM)가 필수적인 데, 전환장치는 두 가지 방식으로 구분할 수 있다.
- Table 1은 조종사 평가 결과를 나타내는데, 수평 비행 시에 제어법칙 간의 상화전환을 수행할 경우에 전 비행영역에서 조종성 Level 1을 만족하였다. 또한, 기동 시에는 초음속 영역을 제외하고 조종성 Level 1만족할 수 있었다. 그리고 상호 전환 시에 항공기 천이 응답 특성을 보상하기 위해 필요한 조종사의 조종입력은 비행영역마다 다르게 나타났는데, 동압이 다소 큰 고속영역에서는 4 ~ 5lbs, 저속영역에서는 2 ~ 3lbs의 조종입력을 사용하였다.
- 평가결과, 전환시간이 과도하게 짧거나 길게 설정하면 제어법칙 간의 상호 전환 시에 항공기의 천이 응답 특상이 다소 많이 발생하여 비행안전성을 저하시키는 원인이 된다. 본 논문에서는 SSWM 환경을 이용하여 시뮬레이션을 통해 천이 응답이 작게 발생하는 전환시간을 선정하였으며, HSWM 환경에서 실시간 조종사 평가를 수행하여 상호 전환 시에 천이 응답을 최소화하여 조종성 Level 1이 확보하고 비행안전성이 보장됨을 확인하였다.
- 0초일 경우, RFCS로 전환 시에 받음각이 증가하여 (-) 방향으로 초과현상을 발생시킨 후에 안정화되었다. 정상 및 비정상모드에서의 비선형 해석 결과, 전환시간이 과도하게 짧으면 초기에 세로축 운동 특성의 변화율이 크고, 전환시간을 과도하게 증가시키면 변화율은 감소하지만 (+) 혹은 (-) 방향으로 초과 현상이 발생하여 전환 시에 항공기 응답 특성이 불안정하였다. 따라서 천이 응답을 최소화 할 수 있는 전환시간을 선택하는 것이 필요하다.
- 따라서 천이 응답을 최소화 할 수 있는 전환시간을 선택하는 것이 필요하다. 정상 및 비정상모드에서의 시뮬레이션 결과, 전환시간을 1초로 하였을 때 천이 응답 특성이 적합함을 확인하였다.
- 그러나 초음속 영역에서 기동 중에 전환을 했을 경우, 천이 응답의 변화율이 빨랐으며, 특히 수직가속도 변화율이 많이 발생하였다. 조종사 평가 결과, 저속 영역인 M0.4@10kft 및 300knots@20kft에서 천이 응답과 변화율이 작았다. 따라서 제어법칙 간의 상호 전환 시에 항공기의 안전성을 보장하기 위해 고도가 충분히 확보되고, 천이 응답이 가장 적게 발생하는 300knots@20kft, UA, 1g 수평비행에서 상호 전환하여야 한다.
후속연구
- 설계된 비행제어법칙의 평가는 선형해석, 비선형해석 및 HQS 조종사 시뮬레이션을 통하여 지상시험을 기반(ground base)으로 평가하지만, 이러한 평가 방법은 항공기 동특성을 파악하는데 한계가 있다. 따라서 설계된 비행제어법칙을 이용하여 항공기 동특성을 효율적으로 파악하기 위해서는 검증된 비행제어법칙을 대기모드로 하는 IFS의 개발은 필요하다. 본 논문에서는 전환제어법칙인 TFS를 이용한 페이더로직 및 리셋 ‘0’ 타입의 대기모드를 적용한 SSWM 및 HSWM을 이용하여 시뮬레이션 및 조종사 평가를 수행함으로써 전환시간에 따른 항공기 천이 응답 특성을 평가하였다.
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