KR100369690B1 - 항공기비행제어시스템 - Google Patents

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유나이티드 테크놀로지스 코포레이션
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Abstract

속도 명령 시스템은 항공기 비행 경로 기준 속도가 관성 기준에 관련하여 결정되고, 비행 경로 기준 속도가 조종사 명령 편주 기동 훈련 중에 일정하게 유지되는 속도 안정화 모드를 갖추고 있으므로, 항공기는 항공기의 포인팅 방향과 무관하게 고정 관성 기준 비행 경로를 유지한다. 관성 기준에 관련된 속도 제어는 항공기 본체 기준 명령 수평 및 수직 가속도 및 항공기 본체 기준 수평 및 수직 원심 가속도에 기초를 두고 항공기 비행 경로를 제어함으로써 달성된다. 속도 안정화 모드의 조작은 항공기가 지상 속도 모드로 이미 조작되고 있고, 항공기가 균형 선회하지 않은 것으로 제공된 조종사에 의한 속도 안정화 모드의 수동 작동에 응답하여 제공된다.

Description

항공기 비행 제어 시스템{INERTIAL VELOCITY COMMAND SYSTEM}
자동 비행 제어 시스템에 있어서, 자동 비행 제어 시스템이 속도 유지 모드로의 작동중에 항공기 본체 기준 속도를 일정하게 유지하는 속도 안정화 모드(속도 유지 모드)를 제공하는 것은 널리 공지되어 있다. 특히, 이것은 조종사의 표준 작업량을 감소시키고, 연료 소모 효과를 최대화시키며, 비행 작전 계획에 관련하여 항공기 위치를 유지하기 위한 다양한 항공기 조작 상태 및 그 밖의 다른 다양한 목적을 달성하는데 유용하다.
속도 유지 모드로의 작동중에, 조종사가 속도 유지 모드를 유지하면서 항공기를 편주시키거나 선회할 수 있는 여러 가지 상황이 있을 수 있다. 예를 들어, 감지기 소인(sweep)을 수행하기 위해 항공기를 편주시키거나 무기를 발사하기를 원할 수 있다. 그러나, 항공기 본체 기준 속도 유지 모드로의 작동중에, 항공기 비행 경로는 조종사 편주(yaw) 입력에 응답하여 변할 수 있다. 이것은 도 1에 도시 되어있으며, 여기서 항공기(10)는 편주 기동 훈련의 전(11)과 후(11a)에 일정한 본체 기준 속도를 유지하므로, 기동 훈련 후에 새로운 비행 경로를 추정할 수 있다. 소정의 항공기 조작중에, 특히 항공기가 지상에 가까운 고도를 유지하는 지상 비행 조작에 따른 냅(nap) 중에, 편주 입력에 응답하여 항공기 비행 경로를 변경하는 것은 부적절할 수 있다. 이것은 항공기가 비행 경로의 양측에 비행 경로의 변경으로 충돌할 수 있는 장애물, 예를 들어, 빌딩, 나무, 산 등이 있을 경우 그러하다.
미국 특허 제 5,238,203 호에는 고속 회전 좌표를 제공하는 헬리콥터 비행 제어 시스템이 개시되어 있다. 이 시스템은 뱅크 회전(banked turn)중에 헬리콥터 비행을 조정하기 위해서 조정 편주 명령 신호를 헬리콥터 미부 로우터(tail rotor)에 자동적으로 제공한다.
미국 특허 제 5,001,646 호에는 헬리콥터 비행 제어 시스템이 기재되어 있다. 비행 제어 시스템의 한가지 특징은 관성 기준에 관련하여 비상(hover) 중에 헬리콥터의 위치를 제어하기 위한 비상 유지 위치 제어에 있다, 이러한 관성 기준 위치는 위치 에너지 신호를 제로(0)로 구동시키기 위해 항공기 본체 기준 속도를 제어함으로써 발생된다.
본 발명은 항공기 속도 명령 시스템에 관한 것으로, 특히 속도 안정화 모드로 작동 중에 관성 기준(inertial reference)에 관련하여 항공기의 비행 경로를 변경시키지 않고서도 조종사가 항공기를 편주(yaw)시킬 수 있는 관성 기준을 가지는 속도 명령 시스템에 관한 것이다.
도 1은 본체 기준 속도 유지 제어 시스템을 가지는 수송 수단의 속도 유지 모드로 작동중에 조종사 편주 명령에 응답하여 수송 수단 비행 경로의 변경 상태를 도시한 도면이고,
도 2는 본 발명의 관성 기준 속도 명령 시스템을 가지고 있는 항공기를 속도 안정화 모드로 조작중에 조종사 편주 명령에 대한 수송 수단의 응답 상태를 도시한 도면이며,
도 3은 항공기 비행 제어 시스템에 관련된 본 발명의 속도 명령 시스템의 개략 블록도이고,
도 4는 도 3의 비행 제어 시스템 및 속도 명령 시스템의 간단화한 개략 블록도이며,
도 5는 도 3 및 도 4의 속도 명령 시스템의 보다 상세한 개략 블록도이고,
도 6은 도 5의 속도 명령 시스템의 선택적인 실시예의 개략 블록도이다.
본 발명의 관성 기준 속도 명령 시스템은 기준 관성계에 관련하여 항공기 비행 경로를 변경하지 않고서도 특정의 또는 지정된 코스를 유지하면서 항공기를 조종사가 좌우로 편주시키기에 특히 적절할 수 있다. 도 2를 참조하면, 항공기(10)는 속도 벡터(12)로 나타낸 선택된 비행 경로를 따라 고정 속도를 가진 속도 안정화 모드로 작동하는 것으로 나타난다. 속도 안정화 모드로 작동중에 조종사사 편주 명령에 응답하여, 항공기(10a)는 기준 관성계에 관련하여 일정한 비행 경로 기준 속도(12a)를 유지하면서 편주한다.
속도 명령 시스템은 회전 날개 항공기용 모델 종용 비행 제어 시스템(model following flight control system)에 관련하여 설명될 것이다. 그러나, 본 발명의 속도 안정화 제어는 종래의 제어 시스템과 고정 및 회전 날개 항공기에 응용할 수 있음을 당업자라면 이해할 수 있을 것이다.
도 3을 참조하면, 비행 제어 시스템(21)은 일차 비행 제어 시스템(PFCS : Primary Flight Control System)(22), 자동 비행 제어 시스템(AFCS : Automatic Flight Control System)(24) 및 속도 명령 시스템(VCS : Velocity Command System)(25)을 포함한다. PFCS는 라인(27)을 거쳐 변위 수집 스틱(26)으로부터 변위 명령 출력 신호를 수신한다. 또한, AFCS는 라인(27)을 거쳐 수집 스틱 이산 출력 신호를 수신한다. PFCS 및 AFCS는 라인(30)을 거쳐 4축 사이드암 제어기(four-axis sidearm controller)(29)의 강제(force) 출력 명령 신호를 수신하고, 감지기(31)로부터 라인(32)을 거쳐 감지 파라메터 신호를 수신한다. 라인(27 및 30)상의 조종사 명령 신호 및 라인(32) 상의 감지 파라메터 신호는 PFCS 및 AFCS 내의 중계 회선(33 및 34) 내에 결합된 것을 각각 나타낸다.
PFCS 및 AFCS는 항공기의 편주, 피치, 로울 및 승강축을 제어하기 위한 제어 모듈을 각각 포함한다. 이러한 모듈은 PFCS에 대한 블록(35-38) 및 AFCS에 대한 블록(39-42)으로 도시되어 있다. PFCS 모듈은 로우터 명령 신호를 제어하고, AFCS 모듈은 PFCS 로우터 명령 신호의 조절 및/또는 트리밍(trimming)을 제공한다.
PFCS 및 AFCS 모듈은 버스(43)를 통해 상호 접속된다.
PFCS 및 AFCS는 메인 로우터(50)의 선단 경로면(tip path plane)을 제어하기 위한 기계적 서보(46) 및 링크 장치(47)의 변위를 명령하는 로우터 혼합 기능부(45)로 출력 라인(44)을 거쳐 로우터 명령 신호를 제공하기 위해 각각의 제어축내에 모델 종용 알고리즘을 이용한다. 또한, 로우터 혼합 기능부(45)는 링크 장치(49)를 통해 미부 로우터(51)의 추력(thrust)을 제어하는 미부 로우터 서보(48)를 제어한다. 라인(32)을 거쳐 감지기(31)로부터 감지된 파라메터 신호는 메인 로우터 및 미부 로우터 명령 신호에 대한 항공기의 각 속도 및 자세(attitude) 응답을 PFCS 및 AFCS에 제공한다. 또한, 감지기는 속도, 고도, 가속도 등에 관련되고, 비행 제어 시스템에 의해 이용될 수 있거나 혹은 이용될 수 없는 정보를 제공한다.
VCS(25)는 라인(30)상의 사이드암 제어기(29)의 강제 출력 명령 신호 및 라인(32) 상의 감지기(31)로부터 감지된 파라메터 신호를 수신한다. 라인(30) 상의 조종사 명령 신호 및 라인(32) 상의 감지된 파라메터 신호는 VCS의 중계 회선(59)내에 결합된 것을 각각 나타낸다.
VCS는 피치축 및 로울축 속도 에러 신호를 AFCS에 제공하기 위한 제어 채널 모듈을 포함한다. 이들 모듈은 블록(60 및 61)으로 각각 도시되어 있다. VCS 모듈은 버스(43)를 통해 PFCS 및 AFCS 모듈에 상호 접속된다. 이하에서 보다 상세하게 기재된 바와 같이, 속도 안정화 모드로의 작동중에, VCS 속도 에러 신호는 에러 신호를 제로(0)로 구동시키기 위해 PFCS 비례 및 적분(proportional and integral) 경로를 통해 피드 백된다.
도 4는 PFCS(22) 및 AFCS(24)와의 VCS(25)의 기능적인 상호 접속 상태를 도시한 것이다. 도 4는 피치축 모듈(36, 40, 60), 예를 들어 비행 제어 피치 자세 기준 및 VCS 피치축 속도 에러 신호에 관련하여 도시되어 있다. 그러나, 도 4의 기능적인 상호 접속은 비행 제어 로울(roll) 자세 기준 및 VCS 로울축 속도 에러 신호에 동일하게 응용할 수 있음을 당업자라면 이해할 수 있을 것이다.
PFCS는 중계 회선(33) 및 라인(30)을 통해 사이드암 제어기(29)(도 3)로부터 제공된 라인(70)상의 피치축 명령 신호를 수신한다. 바람직한 실시예에 있어서, 사이드암 제어기는 편주축 명령 신호가 사이드암 제어기의 조종사의 수평 비틀림(좌측 또는 우측)에 의해 발생되고, 피치축 명령 신호가 사이드암 제어기의 조종사의 밀고 당김(전진 또는 후진)에 의해 발생되며, 로울축 명령 신호가 좌측 또는 우측힘을 사이드암 제어기에 가하는 조종사에 의해 발생되는 4축 강제 스틱이다. 피치 명령 신호는 피치축 명령 모델(72)의 입력에 제공된다. 명령 모델(72)에 있어서, 조종사 명령은 요구된 속도 및/또는 자세 응답을 발생시키도록 형성된다. 요구된 속도 응답은 수송 수단 역학(dynamic)의 역 모델(inverse model)(76)로 피드포워드 경로(feedforward path)의 라인(75) 상에 제공된다. 역 모델(76)은 각각의 조종사 명령 기동 훈련용 항공기의 변경에 따른 요구된 피치축 속도를 달성하는데 필요한 유사 로우터 명령을 나타내는 제어 명령 신호를 라인(90)상에 제공하고, 일차 제어 입력을 로우터 혼합 기능부(45)에 제공한다.
또한, 라인(75) 상의 요구된 속도 응답은 PFCS 내의 합산 접합부(78) 및 AFCS 내의 바디-오일러(Body to Euler) 변환 기능부(79)에 제공된다. 합산접합부(78)는 라인(84) 상의 감지 피치 속도 신호로서 수신된[감지기(31)로부터 라인(32) 및 중계 회선(33)을 통해 수신된] 항공기의 실제 피치 속도와 라인(75) 상의 요구된 속도 응답을 비교한다. 합산 접합부(78)의 출력은 라인(85) 상의 피치 속도 에러이다. 속도 에러 신호는 비례 이득 기능부(87)에 인가되는데(에러를 감소 시키기 위해), 이의 출력은 라인(89)을 거쳐 합산 접합부(88)에 제공된다. 또한, 합산 접합부(88)는 역 모델(76)로부터 라인(90)을 거쳐 제어 명령 신호를 수신하고, 합산 접합부(95)로부터 라인(92)을 거쳐 피치 명령 수정 신호를 수신한다. 합산 접합부(88)의 출력은 라인(100) 상에 제공되고, PFCS 출력 중계 회선을 통해 혼합 기능부(45)로 제공된다.
AFCS로부터의 피치 명령 수정 신호의 변경 크기 및 속도는 항공기 피치 에러의 함수이다. 피치 명령 수정 신호는 로우터 명령 신호에 대한 실제 항공기 응답에 기초를 둔 AFCS 내의 모델 종용 알고리즘에 의해 제공된 계산치이다. 피치 명령 수정 신호는 조종사 명령 피치 자세를 달성하기 위해 로우터 명령 신호를 변형한다. PFCS 및 AFCS 기법에 대한 모델 종용 알고리즘의 보다 상세한 설명은 본 발명의 참고 문헌으로 이용된 "High Speed Turn Coordination For A Rotary Wing Aircraft"라는 명칭의 미국 특허 제 5,238,203 호에 기재되어 있다.
피치 자세 피트 백 에러 신호는 피치 명령 수정 신호를 제공하는데 이용된다. 자세 피트 백 에러 신호는 AFCS 에서 발생된다. 요구된 속도 응답은 바디-오일러 변환 기능부(79)로 라인(75)을 거쳐 제공된다. 변환 기능부(79)는 항공기 본체축에 의한 것인 요구된 속도 응답을 관성축 기준으로 변환한다. 변환 기능부(79)의출력은 AFCS 자세 명령 모델(103)로 라인(101)을 거쳐 제공된다. 자세 명령 모델(103)에는 요구된 속도 응답을 라인(105) 상의 요구된 피치 자세 신호로 변환하는 적분 기능이 있다. 요구된 피치 자세 신호는 합산 접합부(108)에 제공되며, 합산 접합부(108)의 다른 입력은 감지기(31)로부터 라인(32) 및 중계 회선(34)(도 3)을 통해 제공된 라인(107) 상의 피치 자세 신호이다. 합산 접합부(108)의 출력은 관성축 기준으로부터의 피치 자세 피트 백 에러 신호를 라인(111)상의 항공기 본체축 기준으로 변환하는 오일러-바디(Euler to Body) 변환 기능부(110)에 제공되는 관성축을 기준으로 라인(109) 상의 피치 자세 피드 백 에러 신호이다. 변환 기능부(79와 110)의 작동은 본 발명의 참고 문헌으로 이용된 상술한 공동 양수인에게 양도된 미국 특허 제 5,238,203 호에 기재되어 있다.
라인(111) 상의 피치 자세 피드 백 에러 신호는 피트 백 정형 회로(112)에 인가된 다음, 이득 기능부(125)를 포함하는 비례 경로를 경유하여 합산 접합부(95)로 인가된다. 또한, 피치 자세 피드 백 신호는 적분 기능부(130)를 포함하는 적분 경로를 경유하여 합산 접합부(95)에 인가된다. 합산 접합부(95)의 출력은 라인(92) 상의 피치 명령 수정 신호이다.
명령 모델(72)은 라인(140) 상의 요구된 자세 응답 신호를 VCS 내의 속도 모델(143)로 제공한다. 또한, 편주축에 대한 명령 모델은 라인(145) 상의 요구된 편주축 속도 응답, 즉 요구된 두서(heading) 속도를 속도 모델(13)에 제공한다. 비행 경로 기준 속도를 일정하게 유지하기 위해서, 조종사가 수송 수단을 편주시킴으로써 야기된 원심 가속 항(centrifugal acceleration terms)은 속도 모델 내에 포함된다. 도 5에 관련하여 이하에 보다 상세하게 기재된 바와 같이, 속도 모델은 원심 가속 항을 발생시키기 위해 라인(145) 상의 두서 속도 신호 및 피치축 및 편주축의 요구된 자세 응답을 이용한다. 가속 항은 유도된 조종사 온 축(on-axis) 가속 명령과 조합되고, 그 결과는 라인(147) 상의 요구된 명령 속도 신호를 발생시키도록 적분된다. 라인(147) 상의 명령 속도 신호는 합산 접합부(152)의 라인(150) 상에 제공된 접지 기준 속도 신호[감지기(31)로부터 라인(32)및 중계 회선(33)을 통해 제공된 신호]와 비교된다. 합산 접합부(152)의 출력은 속도 에러를 제로로 구동시키기 위해 피드 백 정형 회로(112)를 경유하여 비례(125) 및 적분(130) 경로를 통해 피드 백되는 속도 에러 신호이다.
피드 백 정형 회로(112)는 자세 피드 백 신호와 속도 에러 신호 사이의 선택및/또는 전이(transition)를 적절하게 제공하기 위한 당해 분야에 공지된 임의의 적절한 형태이다. 예를 들어, 속도 안정화 모드가 작동되지 않을 때, 피드 백 정형 회로(112)는 자세 피트 백 신호를 비례 및 적분 경로에 제공한다. 그러나, 속도 안정화 모드로 작동시, 피드 백 정형 회로는 자세 피드 백 신호를 적분 경로에 대한 속도 에러 신호로 대체하고, 자세 피드 백 신호 및 속도 에러 신호의 조합 신호를 비례 경로에 제공한다. 상술한 피드 백 정형 회로(112)는 예시적인 목적으로만 제공되고, 회로는 제어되는 설비의 역학 및 특성에 따라서 변할 수 있다. 당업자에게 명백한 바와 같이, 전이 무(free) 스위칭(switching)이 자세 피드 백 신호와 속도 에러 신호 사이의 전이에 이용될 수 있다.
도 5를 참조하면, 피치축 및 로울축의 속도 명령 시스템(25)이 보다 상세하게 도시되어 있다. 속도 안정화 모드의 작동시, 명령 모델(72)(도 4)은 피치 및 로울 자세축의 요구된 속도 응답(75) 및 요구된 자세 응답(140)을 제공하므로, 헬리콥터는 일정하거나 고정된 요구된 속도를 유지하는데 필요한 자세를 유지한다. 본 발명의 속도 명령 시스템(25)은 기준 관성계에 관련하여 요구된 속도를 일정하게 유지하도록 동작한다.
피치축 모듈(500)에 있어서, 요구된 피치축 자세 응답은 이득 기능부(501)에 라인(140)을 거쳐 제공되는데, 명령된 자세는 중력 상수(g), 즉 9.81 m/sec2또는 32.2 ft/sec2와 승산된다. 당업자가 이해할 수 있는 바와 같이, 회전 날개 항공기에 대한 피치축 또는 로울축 명령은 중력 상수와 축 명령을 승산함으로써 가속 명령에 비례한다. 고정 날개 항공기에 있어서, 명백한 가속 명령은 피치축 가속 조건을 라인(503) 상에 제공하는데 이용될 수 있다.
합산 접합부로의 다른 입력은 이하에 보다 상세하게 기재한 원심 가속 항이다. 합산 접합부(505)의 출력은 라인(510)을 거쳐 적분기(520)로 제공되는 가속 조건인데, 이의 출력은 라인(147) 상의 요구된 피치축 명령 속도 신호이다. 요구된 명령 속도 신호는 합산 접합부(152)에 제공되는데, 이의 다른 입력은 라인(150)상의 수직 지상 속도 신호이다. 합산 접합부(152)는 명령 속도를 실제 속도와 비교하고, PFCS 적분 경로 및 비례 경로를 경유하여 제공되는 라인(155) 상의 피치축 속도 에러 신호를 출력 신호로서 제공하여, 속도 에러를 제로로 구동시킨다.
로울축 속도 에러는 피치축 속도 에러가 발생되는 방식으로 로울축모듈(502)에서 발생된다. 요구된 로울축 자세 응답은 라인(140a)을 거쳐 이득 기능부(521)에 제공되어, 자세 명령이 중력 상수(g)에 의해 승산된다. 이득 기능부(521)의 출력은 라인(523)을 거쳐 합산 접합부(525)에 제공된다. 합산 접합부(525)로의 다른 입력은 이하에 보다 상세하게 기재된 원심 가속 항이다. 합산 접합부(525)의 출력은 라인(530)을 거쳐 적분기(540)에 제공된다. 적분기(540)의 출력은 합산 접합부(152a)에 제공되는 라인(147a) 상의 요구된 로울축 명령 속도 신호로써, 라인(150a)상의 수평 지상 속도와 비교된다. 합산 접합부(152a)의 출력은 라인(155a) 상의 로울축 속도 에러 신호이다.
비행 경로(관성) 기준 속도를 일정하게 유지하기 위해서, 조종사가 수송 수단을 편주함으로써 야기되는 원심 가속 항은 피치축 및 로울축 속도 모델 내에 포함되어야 한다. 수직 원심 가속 항은 라인(550)을 거쳐 합산 접합부(505)에 제공된다. 수직 원심 가속 항은 라인(145) 상의 명령 두서 속도 및 라인(147a) 상의 요구된 로울축 명령 속도 신호의 곱(product)으로서 승산 기능부(555)에 의해 결정된다. 승산 기능부(555)의 출력은 정상적으로 폐쇄된 스위치(557)에 의해 라인(550)을 경유하여 합산 접합부(505)로 제공된다. 정상적으로 폐쇄된 스위치(557)는 자동 선회 좌표 모드로 항공기 조작에 응답하여 개방된다. 수평 원심 가속 항은 정상 폐쇄된 스위치(567) 및 라인(560)을 경유하여 승산 기능부(565)의 출력으로서 합산 접합부(525)에 제공된다. 수평 원심 가속 항은 승산 기능부(565)에 의해 라인(145) 상의 명령 두서 속도 및 라인(147) 상의 요구된 피치축 속도 명령 신호의 곱으로서 결정된다. 항공기가 균형 선회할 경우, 스위치(557 및 567)는 개방되고, 원심 가속항은 제로와 동일하게 세트된다.
그러므로, 후술한 속도 안정화 모드가 모델 종용 알고리즘을 이용하여 실시된 항공기 비행 제어 시스템에 응용할 수 있다. 그러나, 본 발명의 관성 기준 속도 명령 시스템은 도 6에 도시된 간단한 좌표 시스템 변환 방법을 이용하여 종래의 비행 제어 시스템에서 실시될 수 있다. 도 6을 참조하면, 항공기 본체 기준 속도[속도 벡터(Vx및 Vy)]는 관성 변환 기능부(600)로의 본체를 이용하여 관성 기준 속도[속도 벡터(Vn및 Ve)]로 변환된다. 본체-관성 변환 기능부(600)는 본체 기준 속도를 관성 기준 속도로 변환하기 위해 이하의 수학식 1 및 2를 이용한다.
[수학식 1]
Vn= Vxcos(ψ ) - Vysin(ψ )
[수학식 2]
Ve= Vxsin(ψ) + Vycos(ψ )
여기에서, Vn은, 예를 들어 북/남쪽 방향으로의 항공기 관성 기준 수직 속도이고. Ve는, 예를 들어 동/서쪽 방향으로의 항공기 관성 기준 수평 속도이며, Vx는 항공기 본체 수직 속도이고, Vy는 항공기 본체 기준 수평 속도이며, ψ 는 수송 수단 두서이다.
관성 기준 속도 동기 모드로 작동시, 동기 기능부(603 및 604)는 관성 기준 속도 벡터의 순시치를 저장한다. 관성 기준 속도 동기 모드로 조작중에, 동기 기능부(603 및 604)는 관성 기준 속도 에러 신호(Vn및 dVe)를 발생시키기 위해 항공기의 실제 관성 기준 속도를 저장된 관성 기준 속도치와 비교한다. 그 다음, 관성 기준 속도 에러 신호는 에러 신호를 관성 기준에서 본체 기준으로 다시 변환하는 관성 - 본체 변환 기능부(610)에 제공된다. 관성-본체 변환 기능부(610)는 이하의 식(3 및 4)을 이용한다.
[수학식 3]
dVx= dVncos(ψ ) + dVesin(ψ)
[수학식 4]
dVy= -dVnsin(ψ ) + dVecos(ψ )
dVn은 항공기 관성 기준 수직 속도 에러이고, dVe는 항공기 관성 기준 수평 속도 에러이며, dVx는 항공기 본체 기준 수직 속도 에러이고, dVy는 항공기 본체 기준 수평 속도 에러이다.
본 발명의 목적은 기준 관성계(inertial frame of reference)를 가지는 개량된 항공기 속도 명령 시스템의 제공을 포함한다.
본 발명의 다른 목적은 속도 안정화 모드로의 작동중에 항공기를 항공기의 관성 비행 경로를 변경시키지 않고서도 조종사가 좌우로 편주시킬 수 있는 항공기속도 명령 시스템을 제공하기 위한 것이다.
본 발명에 따르면, 속도 명령 시스템은 항공기 비행 경로 기준 속도가 기준 관성계에 관련하여 결정되는 속도 안정화 모드를 갖추고 있는데, 조종사 명령 편주 기동 훈련중에 비행 경로 기준 속도가 일정하게 유지되어, 항공기의 진행 방향(pointing direction)과 무관한 고정 관성 기준 비행 경로가 유지되도록 한다.
본 발명에 따르면, 기준 관성계에 관련된 속도 제어는 항공기 본체 기준 명령 수평(lateral) 및 수직(longitudinal) 가속도와, 항공기 본체 기준 수평 및 수직 원심 가속도에 기초를 두고 항공기 비행 경로를 제어함으로써 달성된다.
본 발명에 따르면, 속도 안정화 모드에서의 작동은 항공기가 지상 속도 모드로 이미 작동중이고, 항공기가 균형 선회(coordinated turn) 상태가 아닌 경우에 조종사에 의한 속도 안정화 모드의 수동 작동에 응답하여 제공된다.
본 발명의 관성 기준 속도 명령 시스템은 속도 안정화 모드로 작동중에 기준 관성계에 관련하여 항공기의 비행 경로를 변경시키지 않고서도 항공기 기수(nose)를 조종사가 좌우로 편주시킬 수 있다. 그러므로, 지상 비행 작동의 냅 중에서와 같은 한정된 비행 경로 작동중에, 조종사는 항공기 관성 비행 경로를 변경하지 않고서도 감지기 소인을 수행하거나 무기를 겨냥하기 위해 항공기를 선회할 수 있다.
종래의 속도 유지 시스템은 항공기 본체 기준 속도를 유지하고, 편주 입력이 인가될 때 항공기의 관성 비행 경로를 유지하지 못한다. 관성 기준 속도 유지 임무를 수동으로 수행하기 위해서는 상당량의 조종사 표준 작업량이 요구된다.
이하, 첨부 도면을 참조하여 본 발명의 장점, 구성 및 작용을 포함하는 실시예에 대해 상세하게 설명하고자 한다.
그 다음, 종래의 제어 시스템은 속도 에러를 제로로 구동시키기 위해 비례 및 적분 경로를 포함할 수 있거나 포함하지 않을 수 있는 피드 백 경로를 경유하여 본체 기준 에러 신호를 제공한다.
본 발명은 모델 종용 제어 시스템에 이용된 4축 사이드암 제어기에 의해 제공된 명령 신호에 응답하는 것으로 기재되어 있다. 그러나, 본 발명은제어면(control surface) 명령이 기계적 변위 제어 스틱 및 조종사 조작 페달과 같은 종래의 제어 입력에 의해 제공되는 비행 제어 시스템과 더욱 동일하게 작동할 수 있다. 이와 달리, 기계, 전자 기계 및 전자 제어와의 다른 조합이 이용될 수 있다.
본 발명은 원격 조종 수송 수단에 마찬가지로 응용될 수 있을 것으로 기대된다.
[도 5의 라인(550 및 560) 상의] 원심 가속 항이 명령 두서 속도에 응답하여 발생되는 것으로 도시되고 기술하였지만, 실제 두서 속도가 원심 가속 항을 발생시키는데 이용될 수 있을 것으로 기대된다. 그러나, 이것은 돌풍 및 외력의 작용을 측정된 두서 속도로 감소시키기 위한 필터링을 제공하기 위해 실제 두서 속도를 이용할 때 바람직할 수 있다.

Claims (12)

  1. 제어면 명령 신호(control surface command signal)(47, 49)를 항공기 제어면(aircraft control surface)(50, 51)에 제공함으로써, 비행 중인 항공기의 편주(yaw), 피치(pitch), 로울(roll) 및 승강(lift) 자세축을 제어하는 항공기 비행 제어 시스템(21)에 있어서,
    속도 안정화 모드의 활성화에 응답하여 속도 안정화 신호를 제공하는 속도 안정화 수단(VCS)과,
    상기 속도 안정화 신호의 제공에 응답해, 관성 기준(inertial reference)에 관련하여 일정한 항공기 속도를 유지하는 속도 명령 수단(25)을 포함하는 항공기 비행 제어 시스템.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 속도 명령 수단(25)은,
    관성 기준에 관련하여 요구된 일정한 항공기 속도애 대응하는 기준 신호(147, 147a)를 제공하는 수단과,
    상기 관성 기준에 관련하여 항공기 속도를 나타내는 관성 속도 신호(150, 150a)를 제공하는 수단과,
    상기 기준 신호 및 상기 관성 속도 신호에 응답하여, 상기 기준 신호와 상기 관성 속도 신호 사이의 차를 나타내는 관성 속도 에러 신호(155, 155a)를 제공하는수단(152, 152a)을 더 포함하고,
    상기 비행 제어 시스템(21)은 상기 속도 안정화 신호가 존재할 때 상기 관성 속도 에러 신호의 크기를 제로(zero)로 구동시키기 위한 제어면 명령 신호를 제공 하는 항공기 비행 제어 시스템.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 속도 명령 수단(25)은,
    관성 기준에 관련하여 요구된 일정한 항공기 속도에 대응하는 기준 신호를 제공하는 수단(603, 604)과,
    기준 항공기 프레임에 관련하여 항공기 속도를 나타내는 항공기 속도 신호(Vx, Vy)를 제공하는 수단과,
    상기 항공기 속도 신호를, 상기 관성 기준에 관련하여 항공기 속도를 나타내는 관성 속도 신호(Vn, Ve)로 변환하는 수단(600)과,
    상기 기준 신호 및 상기 관성 속도 신호에 응답하여, 상기 기준 신호와 상기 관성 속도 신호 사이의 차를 나타내는 관성 속도 에러 신호(dVn, dVe)를 제공하는 수단(603, 604)과,
    상기 관성 속도 에러 신호를, 관성 기준에 관련하여 상기 일정한 속도로 동작시키기 위해 상기 항공기에 대한 항공기 속도의 필요한 변경을 나타내는 항공기 속도 에러 신호(dVx, dVy)로 변환하는 수단(610)을 더 포함하고,
    상기 비행 제어 시스템(21)은 상기 속도 안정화 신호가 존재할 때 상기 항공기 속도 에러 신호의 크기를 제로로 구동시키기 위한 제어면 명령 신호를 제공하는 항공기 비행 제어 시스템.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 속도 명령 수단(25)은,
    관성 기준에 관련하여 상기 일정한 항공기 속도를 유지하는데 필요한 피치축 및 로울축에 대한 변경의 항공기 자세 속도를 각각 나타내는 상기 피치축 및 상기 로울축에 대한 속도 에러 신호를 제공하는 속도 에러 수단(25)을 더 포함하고,
    상기 비행 제어 시스템(21)은 상기 속도 안정화 신호의 존재에 응답해, 제어면 명령 신호를 제공하여 상기 속도 에러 신호의 크기를 제로로 구동시키는 항공기 비행 제어 시스템.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 속도 에러 수단(25)은,
    상기 항공기의 편주, 피치, 로울 및 승강 자세축을 제어하기 위한 축 명령 신호(70)를 제공하기 위해 조종사가 조작할 수 있는 제어 수단(26, 29)과,
    상기 축 명령 신호에 응답하여, 상기 편주, 피치, 로울 및 승강 자세축에서의 요구된 항공기 자세를 나타내는 대응하는 요구된 자세 신호(140)를 제공하는 수단(72)과,
    상기 축 명령 신호에 응답하여, 상기 편주, 피치, 로울 및 승강 자세축 변경의 요구된 항공기 자세 속도를 나타내는 대응하는 요구된 속도 신호(145)를 제공하는 수단(72)과,
    상기 항공기 피치축 및 로울축에 대한 상기 요구된 자세 신호 및 상기 항공기 편주축에 대한 상기 요구된 속도 신호에 응답해, 관성 기준에 관련하여 상기 요구된 항공기 속도를 유지하는데 필요한 항공기 본체 기준 속도에 대응하는 요구된 피치 및 로울축 속도 명령 신호(147, 147a)를 제공하는 속도 명령 수단(143)과,
    실제 항공기 본체 기준 속도를 나타내는 실제 항공기 피치 및 로울축 속도 신호(150, 150a)를 제공하는 수단(31)을 더 포함하고,
    상기 속도 에러 수단(500, 502)은 상기 피치축 속도 명령 신호(147)와 상기 실제 항공기 피치축 속도 신호(150)간의 차로서 상기 피치축 속도 에러 신호(155)를 제공하고, 상기 로울축 속도 명령 신호(147a)와 상기 실제 항공기 로울축 속도 신호(150a)간의 차로서 상기 로울축 속도 에러 신호(155a)를 제공하는 항공기 비행 제어 시스템.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 속도 명령 수단은,
    상기 항공기 피치축 및 로울축에 대한 상기 요구된 자세 신호에 응답하여 피치 및 로울축 가속 명령 신호(503, 523)를 제공하는 수단(501, 521)과,
    상기 로울축 속도 명령 신호(147a)와 상기 항공기 편주축에 대한 상기 요구된 속도 신호(145)의 곱으로서 수직 원심 가속 신호(longitudinal centrifugalacceleration signal)(550)를 제공하는 수단과,
    상기 피치축 속도 명령 신호(147)와 상기 항공기 편주축에 대한 상기 요구된 속도 신호(145)의 곱으로서 수평(lateral) 원심 가속 신호(560)를 제공하는 수단과,
    상기 피치축 가속 명령 신호(503)와 상기 수직 원심 가속 신호(550)의 합의 적분치로서 상기 피치축 속도 명령 신호(147)를 제공하는 수단(505, 520)과,
    상기 로울축 가속 명령 신호(523)와 상기 수평 원심 가속 신호(560)의 합의 적분치로서 상기 로울축 속도 명령 신호(147a)를 제공하는 수단(525, 540)을 더 포함하는 항공기 비행 제어 시스템.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 속도 명령 수단은,
    상기 항공기의 수직축 및 수평축에 관련하여 명령 가속도를 각각 나타내는 수직 및 수평축 가속 명령 신호(503, 523)를 제공하는 수단(501, 521)과,
    상기 수직축 및 상기 수평축에서의 원심 가속도를 각각 나타내는 수직 및 수평 원심 가속 신호(550, 560)를 제공하는 수단(555, 556)과,
    상기 수직축 가속 명령 신호와 상기 수직 원심 가속 신호의 합의 적분치로서 수직축 속도 명령 신호(147)를 제공하는 수단(505, 520)과,
    상기 수평축 가속 명령 신호와 상기 수평 원심 가속 신호의 합의 적분치로서 수평축 속도 명령 신호(147a)를 제공하는 수단(525, 540)과,
    상기 수직 및 수평축에서의 상기 항공기의 속도를 각각 나타내는 항공기 수직 및 수평 속도 신호(150, 150a)를 제공하는 수단(31)과,
    상기 수직축 속도 명령 신호와 상기 항공기 수직 속도 신호 사이의 차를 나타내는 수직 속도 에러 신호(155)를 제공하는 수단(152), 및 상기 수평축 속도 명령 신호와 상기 항공기 수평 속도 신호 사이의 차를 나타내는 수평 속도 에러 신호(155a)를 제공하는 수단(152a)을 포함하고,
    상기 비행 제어 시스템(21)은 상기 속도 안정화 신호가 존재할 때 상기 수직 및 수평 속도 에러 신호의 크기를 제로로 구동시키기 위한 제어면 명령 신호를 제공하는 항공기 비행 제어 시스템.
  8. 제 7 항에 있어서,
    항공기 두서(heading)의 변경 속도를 나타내는 두서 속도 신호(145)를 제공 하는 두서 속도 수단을 더 포함하고,
    상기 수직 원심 가속 신호(550)는 상기 두서 속도 신호(145)와 상기 수평축 속도 명령 신호(147a)의 곱(555)을 나타내고,
    상기 수평 원심 가속 신호(560)는 상기 두서 속도 신호(145)와 상기 수직축 속도 명령 신호(147)의 곱(565)을 나타내는 항공기 비행 제어 시스템.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 두서 속도 신호는, 요구된 항공기 두서 속도를 나타내는 항공기 비행제어 시스템.
  10. 제 8 항에 있어서,
    상기 두서 속도 신호는, 실제 항공기 두서 속도를 나타내는 항공기 비행 제어 시스템.
  11. 제 4 항에 있어서,
    상기 속도 에러 수단은,
    관성 기준에 관련하여 요구된 일정한 항공기 속도에 대응하는 기준 신호를 제공하는 수단(603, 604)과,
    상기 관성 기준에 관련하여 항공기 속도를 나타내는 관성 속도 신호(Vn, Ve)를 제공하는 수단(600)과,
    상기 기준 신호 및 상기 관성 속도 신호에 응답하여 상기 기준 신호와 상기 관성 속도 신호 사이의 차를 나타내는 관성 속도 에러 신호(dVn, dVe)를 제공하는 수단(603, 604)을 더 포함하고,
    상기 비행 제어 시스템(21)은 상기 속도 안정화 신호가 존재할 때 상기 관성 속도 에러 신호의 크기를 제로로 구동시키기 위한 제어면 명령 신호를 제공하는 항공기 비행 제어 시스템.
  12. 제 4 항에 있어서,
    상기 속도 에러 수단은,
    관성 기준에 관련하여 요구된 일정한 항공기 속도에 대응하는 기준 신호를 제공하는 수단(603, 604)과,
    기준 항공기 프레임에 관련하여 항공기 속도를 나타내는 항공기 속도 신호(Vx, Vy)를 제공하는 수단(31)과,
    상기 항공기 속도 신호를, 상기 관성 기준에 관련하여 항공기 속도를 나타내는 관성 속도 신호(Vn, Ve)로 변환하는 수단(600)과,
    상기 기준 상호 및 상기 관성 속도 신호에 응답하여 상기 기준 신호와 상기 관성 속도 신호 사이의 차를 나타내는 관성 속도 에러 신호(dVn, dVe)를 제공하는 수단(603, 604)과,
    상기 관성 속도 에러 신호(dVn, dVe)를, 관성 기준에 관련하여 상기 일정한 속도로 동작시키기 위해 상기 항공기에 대한 항공기 속도의 필요한 변경을 나타내는 항공기 속도 에러 신호(dVx, dVy)로 변환하는 수단(610)을 더 포함하고,
    상기 비행 제어 시스템(21)은 상기 속도 안정화 신호가 존재할 때 상기 항공기 속도 에러 신호의 크기를 제로로 구동시키기 위한 제어면 명령 신호를 제공하는 항공기 비행 제어 시스템.
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