KR100298262B1 - 항공기의러더제어방법 - Google Patents

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Abstract

본 발명에 따른 항공기의 러더 제어 방법은, 조종사용 러더 페달의 위치를 보정하는 트림 엑츄에이터; 입력되는 러더 제어 신호에 따라 동작하여 러더의 위치를 조정하는 러더 엑츄에이터; 항공기의 롤 운동을 제어하는 롤 운동 제어부; 항공기의 요잉을 감쇠시키는 요 댐퍼; 항공기의 속도에 따라 제어 비율을 결정하는 비례 변환부; 자동 조종에 필요한 각종 정보를 발생시키는 자동 모드 처리부; 및 항공기의 좌우 추력을 보상하기 위한 추력 비대칭 보상부가 마련된 항공기에 적용된다. 여기서, 러더 페달의 위치의 정보, 롤 운동 제어부로부터의 롤링 제어 변위의 정보, 요 댐퍼로부터의 요잉 변위의 정보, 및 비례 변환부로부터의 제어 비율의 정보에 따라 러더 제어 신호가 발생된다. 그리고, 추력 비대칭 보상부로부터의 추력보상 변위의 정보 및 자동 모드 처리부로부터의 자동 착륙 변위의 정보에 따라 트림 엑츄에이터가 제어된다.

Description

항공기의 러더 제어 방법{Rudder control method for airplane}
본 발명은, 항공기의 수직 미익(尾翼)에 설치된 러더(rudder)를 제어하는 방법에 관한 것으로서, 보다 상세하게는, 왼쪽 주익(主翼)과 오른쪽 주익을 구동하기 위하여 각각 동일한 개수의 엔진들을 가진 항공기의 주행 시, 하나 또는 그 이상의 엔진 고장으로 인한 좌우 추력의 비대칭성을 보상하기 위한 러더의 제어 방법에 관한 것이다.
도 1 을 참조하면, 통상적인 항공기의 러더 구동 메카니즘은, 조종사측 러더 페달(101), 부조종사측 러더 페달(102), 조종사측 러더 페달 아암(103), 부조종사측 러더 페달 아암(104), 조종사측 제 1 제어 로드(105), 부조종사측 제 1 제어 로드(106), 조종사측 제 2 제어 로드(108), 부조종사측 제 2 제어 로드(109), 버스 로드(107), 왼쪽 백드라이브 엑츄에이터(backdrive actuator, 110), 오른쪽 백드라이브 엑츄에이터(111), 트림 엑츄에이터(112), 트림 위치 트랜스듀서(115), 조종사측 페달 위치 트랜스듀서(113) 및 부조종사측 페달 위치 트랜스듀서(114)를 구비하고 있다.
조종사측 러더 페달 아암(103)의 일단은 조종사측 러더 페달(101)과 결합되어 있다. 부조종사측 러더 페달 아암(104)의 일단은 부조종사측 러더 페달(102)과 결합되어 있다. 조종사측 제 1 제어 로드(105)의 일단은 조종사측 러더 페달 아암 (103)의 다른 일단과 결합되어 있다. 부조종사측 제 1 제어 로드(106)의 일단은 부조종사측 러더 페달 아암(104)의 다른 일단과 결합되어 있다. 조종사측 제 2 제어 로드(108)의 일단은 조종사측 제 1 제어 로드(105)의 다른 일단과 결합되어 있다. 부조종사측 제 2 제어 로드(109)의 일단은 부조종사측 제 1 제어 로드(106)의 다른 일단과 결합되어 있다. 버스 로드(107)는, 조종사측 제 1 제어 로드(105)와 조종사측 제 2 제어 로드(108)의 결합부 및 부조종사측 제 1 제어 로드(106)와 부조종사측 제 2 제어 로드(109)의 결합부 사이에 연결되어 있다.
각 백드라이브 엑츄에이터(110, 111)는, 자동 조종 모드 시, 러더 페달(101,102) 각각의 위치를 보정하도록 제 2 제어 로드(108, 109) 각각을 구동한다. 트림 엑츄에이터(112)는, 수동 조종 모드 시, 조종사측 러더 페달(101)의 위치를 보정하도록 조종사측 제 2 제어 로드(108)를 구동한다. 트림 엑츄에이터(112)와 결합된 트림 위치 트랜스듀서(115)는 트림 위치 감지 신호를 발생시킨다. 제 2 제어 로드(108, 109) 각각에 연결된 각 페달 위치 트랜스듀서(113, 114)는 각 러더 페달(101, 102)의 위치에 따른 감지 신호를 발생시킨다.
도 2 를 참조하면, 종래의 러더 제어 방법은, 수동 조종 모드인 경우에 트림 엑츄에이터(112)를 제어하는 단계, 자동 조종 모드인 경우에 백드라이브 엑츄에이터(110, 111)를 제어하는 단계, 및 러더 엑츄에이터(205)를 제어하는 러더 제어 신호( δr)를 발생시키는 단계로 구분된다.
수동 조종 모드인 경우, 트림 엑츄에이터(112)는 추력 비대칭 보상부(Thrust Asymmetry Compensator, 209)로부터의 추력 보상 변위의 정보에 따라 제어된다.
자동 조종 모드인 경우, 백드라이브 엑츄에이터(110, 111)는 자동 모드 처리부(201)로부터의 정보 즉, 측면 가속도 오차의 정보 및 착륙의 정보에 따라 제어된다.
러더 엑츄에이터(205)를 제어하는 러더 제어 신호( δr)는, 페달 위치 트랜스듀서(113, 114)로부터의 러더 페달 위치의 정보, 롤 운동 제어부(Turn coordinator, 202)로부터의 롤링 제어 변위의 정보, 요 댐퍼(Yaw damper, 207)로부터의 요잉 변위의 정보, 및 항공기의 속도에 따라 제어 비율을 결정하는 비례 변환부(Ratio changer, 208)로부터의 제어 비율의 정보에 따라 발생된다. 여기서, 비례변환부(208)에 의하여 결정되는 제어 비율은, 항공기의 등가 공기 속도에 대한 제어 변위의 비율을 의미한다.
제 1 가산 처리부(203)는, 러더 페달 위치의 정보 및 제어 비율의 정보를 가산 처리하여, 제 2 가산 처리부(204)에 입력시킨다. 제 2 가산 처리부(204)는, 제 1 가산 처리부(203)로부터의 정보, 롤링 제어 변위의 정보 및 요잉 변위의 정보를 가산 처리하여 러더 제어 신호(δr)을 발생시킨다. 이에 따라, 러더 엑츄에이터 (205)가 구동되어 러더의 위치가 조정되며, 항공기의 상태를 감지하는 정보 감지부 (206)로부터 각종 상태 정보들이 발생된다. 이 상태 정보들은 자동 모드 처리부 (201), 요 댐퍼(207), 비례 변환부(208) 및 추력 비대칭 보상부(209)에 입력된다.
수동 조종 모드 시의 러더 페달(101, 102)의 변위가 δp, 요잉 변위가 δyd, 롤링 제어 변위가 δtc, 트림 엑츄에이터(112)의 변위가 δtrim, 그리고 추력 보상 변위가 δTAC이면, 러더 제어 신호( δr)는 아래의 수학식 1에 의하여 결정된다.
[수학식 1]
추력 보상 변위(δTAC)는 좌우 추력 편차()에 비례한다. 즉, 그 비례상수를 KT라 하면, 추력 보상 변위( δTAC)는 아래의 수학식 2에 의하여 결정된다.
[수학식 2]
자동 모드 처리부(201)로부터의 정보(AP)는, 측면 가속도 오차( y)의 비례 적분값, 및 자동 착륙 정보에 따른 변위, 즉 자동 착륙 변위( δAL)의 합으로서 나타난다. 즉, 비례 게인이 Kn, 그리고 라플라스 연산자가 s이면, 자동 모드 처리부 (201)로부터의 정보(AP)는, 아래의 수학식 3과 같이 표현될 수 있다.
[수학식 3]
상술된 바와 같이, 추력 비대칭 보상을 위한 종래의 러더 제어 방법에 의하면, 수동 조종 모드에서 좌우 추력 편차()에 의거한 추력 비대칭 보상부(209)로부터의 추력 보상 변위( δTAC)의 정보에 따라 트림 엑츄에이터(112)를 제어하고, 자동 조종 모드에서 자동 모드 처리부(201)로부터의 정보(AP), 즉 측면 가속도 오차( y)에 의거한 정보에 따라 백드라이브 엑츄에이터(110, 111)를 제어하도록 되어 있다.
상기와 같은 종래의 러더 제어 방법은 다음과 같은 문제점들을 가진다. 첫째, 수동 및 자동 조종 모드에서 서로 다른 제어 메카니즘이 적용되므로, 러더 제어의 일관성에 따른 비행의 안정성이 향상되지 못한다. 둘째, 추력 비대칭 보상을 위하여 트림 엑츄에이터(112) 및 백드라이브 엑츄에이터(110, 111)가 항공기의 필수 구성 요소가 된다. 즉, 동일한 목적에 두 가지의 엑츄에이터(112 및 110, 111)를 사용하므로, 항공기의 경량화 및 제어 시스템의 단순화에 일조하지 못하고 있다.
본 발명은 상기와 같은 문제점을 개선하기 위하여 안출된 것으로서, 자동 조종 모드에서도 트림 엑츄에이터만을 구동하여 추력 비대칭 보상을 할 수 있는 항공기의 러더 제어 방법을 제공하는 것에 그 목적이 있다.
도 1 은 통상적인 항공기의 러더 구동 메카니즘을 나타낸 사시도.
도 2 는 종래의 러더 제어 방법을 설명하기 위한 제어 블록도.
도 3 은 본 발명에 따른 러더 제어 방법을 설명하기 위한 제어 블록도.
<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명>
112...트림 엑츄에이터 113, 114...페달 위치 트랜스듀서
301...자동 모드 처리부 302...롤 운동 제어부
303, 304, 310...가산 처리부 305...러더 엑츄에이터
306...정보 감지부 307...요 댐퍼
308...비례 변환부 309...추력 비대칭 보상부
상기 목적을 이루기 위한 본 발명의 항공기의 러더 제어 방법은, 조종사용 러더 페달의 위치를 보정하는 트림 엑츄에이터; 입력되는 러더 제어 신호에 따라 러더의 위치를 조정하는 러더 엑츄에이터; 항공기의 롤 운동을 제어하는 롤 운동 제어부; 상기 항공기의 요잉을 감쇠시키는 요 댐퍼; 상기 항공기의 속도에 따라 제어 비율을 결정하는 비례 변환부; 자동 조종에 필요한 각종 정보를 발생시키는 자동 모드 처리부; 및 상기 항공기의 좌우 추력을 보상하기 위한 추력 비대칭 보상부를 구비한 항공기에 적용된다. 여기서, 상기 러더 페달의 위치 정보, 상기 롤 운동 제어부로부터의 롤링 제어 변위 정보, 상기 요 댐퍼로부터의 요잉 변위 정보, 및 상기 비례 변환부로부터의 제어 비율 정보에 따라 상기 러더 제어 신호가 발생된다. 그리고, 상기 추력 비대칭 보상부로부터의 추력 보상 변위 정보 및 상기 자동 모드 처리부로부터의 자동 착륙 변위 정보에 따라 상기 트림 엑츄에이터가 제어된다.
이에 따라, 자동 조종 모드에서도 상기 트림 엑츄에이터를 구동하여 추력 비대칭 보상을 할 수 있다.
이하 첨부 도면을 참조하여 본 발명에 따른 바람직한 실시예를 상세히 설명한다.
도 3 을 참조하면, 본 실시예의 러더 제어 방법은, 조종사용 러더 페달(도 1의 101)의 위치를 보정하는 트림 엑츄에이터(112); 입력된 러더 제어 신호( δr)에 따라 러더의 위치를 조정하는 러더 엑츄에이터(305); 항공기의 롤 운동을 제어하는 롤 운동 제어부(302); 항공기의 요잉을 감쇠시키는 요 댐퍼(307); 항공기의 속도에 따라 제어 비율을 결정하는 비례 변환부(309); 자동 조종에 필요한 각종 정보를 발생시키는 자동 모드 처리부(301); 및 항공기의 좌우 추력을 보상하기 위한 추력 비대칭 보상부(309)를 구비한 항공기에 적용된다.
여기서, 러더 페달(도 1의 101, 102)의 위치 정보, 롤 운동 제어부(302)로부터의 롤링 제어 변위 정보, 요 댐퍼(307)로부터의 요잉 변위 정보, 및 비례 변환부 (308)로부터의 제어 비율 정보에 따라 러더 제어 신호( δr)가 발생된다. 그리고, 추력 비대칭 보상부(309)로부터의 추력 보상 변위 정보 및 자동 모드 처리부(301)로부터의 자동 착륙 변위 정보에 따라 트림 엑츄에이터(112)가 제어된다.
제 1 가산 처리부(303)는, 페달 위치 트랜스듀서(113, 114)로부터의 페달 위치 정보 및 비례 변환부(308)로부터의 제어 비율 정보를 가산 처리하여, 제 2 가산 처리부(304)로 출력한다. 제 2 가산 처리부(304)는, 제 1 가산 처리부(303)로부터의 정보, 롤 운동 제어부(302)로부터의 롤링 제어 변위 정보, 및 요 댐퍼(307)로부터의 요잉 변위 정보에 따라 러더 제어 신호( δr)를 발생시킨다. 제 3 가산 처리부(310)는, 추력 비대칭 보상부(309)로부터의 추력 보상 변위 정도 및 자동 모드처리부(301)로부터의 자동 착륙 변위 정보에 따라, 트림 엑츄에이터(112)의 제어신호를 발생시킨다.
이에 따라, 러더 엑츄에이터(305)가 구동되어 러더의 위치가 조정되며, 항공기의 상태를 감지하기 위한 정보 감지부(306)로부터 각종 상태 정보들이 발생된다. 발생된 각각의 상태 정보는 상응하는 자동 모드 처리부(301), 요 댐퍼(307), 비례변한부(308) 및 추력 비대칭 보상부(309)에 입력된다.
비례 변환부(308)로부터의 제어 비율(Kv) 정보는 등가 공기 속도(Equivalent Air Speed)에 대한 제어 변위의 비율을 나타낸다. 여기서, 조종사가 상기 러더 페달을 밟는 정도에 비례한 측면 현재 가속도가 n*, 상기 요잉 변위가 δyd, 상기 롤링 제어 변위가 δtc, 상기 트림 엑츄에이터의 변위가 δtrim, 상기 추력 보상 변위가 δTAC, 그리고 상기 자동 착륙 변위가 δAL라고 하면, 러더 제어 신호( δr)은 아래의 수학식 4에 의하여 결정된다.
[수학식 4]
여기서, 추력 보상 변위( δTAC)는 측면 가속도 오차 (ny- n*)에 비례한다. 즉, 그 비례 상수가 Kn, 라플라스 연산자가 s, 측면 목표 가속도가 ny이라 하면, 추력 보상 변위( δTAC)는 아래의 수학식 5에 의하여 결정된다.
[수학식 5]
따라서, 자동 모드 처리부(301)로부터의 정보(AP)는 자동 착륙 변위( δAL)에만 관계된다. 즉, 자동 모드 처리부(301)로부터의 정보(AP)는 아래의 수학식 6에 의하여 구해진다.
[수학식 6]
이와 같이 본 실시예의 러더 제어 방법은, 추력 비대칭 보상을 위하여, 수동 및 자동 조종 모드에서 측면 가속도 오차 (ny- n*)에 의한 추력 비대칭 보상부 (309)로부터의 추력 보상 변위( δTAC)에 따라 트림 엑츄에이터(112)를 제어하도록 되어 있다. 이에 따라, 추력 비대칭 보상을 위하여 트림 엑츄에이터(112)만 필요하므로, 백드라이브 엑츄에이터(도 1의 110, 111)를 제거할 수 있다.
이상 설명된 바와 같이 본 발명에 따른 항공기의 러더 제어 방법에 의하면, 수동 및 자동 모드에서 서로 동일한 제어 메카니즘이 적용되므로, 러더 제어의 일관성에 따른 비행의 안정성이 향상될 수 있다. 또한, 추력 비대칭 보상을 위하여 트림 엑츄에이터만을 사용하므로, 항공기의 경량화 및 제어 시스템의 단순화에 일조할 수 있다.
본 발명은, 상기 실시예에 한정되지 않고, 당업자의 수준에서 다양한 변형 및 개량이 가해질 수 있다.

Claims (3)

  1. 조종사용 러더 페달의 위치를 보정하는 트림 엑츄에이터; 입력된 러더 제어 신호에 따라 러더의 위치를 조정하는 러더 엑츄에이터; 상기 항공기의 롤 운동을 제어하는 롤 운동 제어부; 상기 항공기의 요잉을 감쇠시키는 요 댐퍼; 상기 항공기의 속도에 따라 제어 비율을 결정하는 비례 변환부; 자동 조종에 필요한 각종 정보를 발생시키는 자동 모드 처리부; 및 상기 항공기의 좌우 추력을 보상하기 위한 추력 비대칭 보상부를 구비한 항공기의 러더 제어 방법에 있어서,
    상기 러더 페달의 위치 정보, 상기 롤 운동 제어부로부터의 롤링 제어 변위 정보, 상기 요 댐퍼로부터의 요잉 변위 정보, 및 상기 비례 변환부로부터의 제어 비율 정보에 따라 상기 러더 제어 신호를 발생시키는 단계; 및
    상기 추력 비대칭 보상부로부터의 추력 보상 변위 정보 및 상기 자동 모드 처리부로부터의 자동 착륙 변위 정보에 따라 상기 트림 엑츄에이터를 제어하는 단계를 포함한 것을 특징으로 하는 항공기의 러더 제어 방법.
  2. 제 1 항에 있어서, 상기 러더 제어 신호( δr)는, 상기 제어 비율이 KV, 조종사가 상기 러더 페달을 밟는 정도에 비례한 측면 현재 가속도가 n*, 상기 요잉 변위가 δyd, 상기 롤링 제어 변위가 δtc, 상기 트림 엑츄에이터의 변위가 δtrim, 상기 추력 보상 변위가 δTAC, 그리고 상기 자동 착륙 변위가 δAL인 경우,
    의 식에 의하여 결정되는 것을 특징으로 하는 항공기의 러더 제어 방법.
  3. 제 2 항에 있어서, 상기 추력 보상 변위( δTAC)는,
    비례 상수가 Kn, 라플라스 연산자가 s, 측면 목표 가속도가 ny인 경우에,
    의 식에 의하여 결정되는 것을 특징으로 하는 항공기의 러더 제어 방법.
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