KR100589983B1

KR100589983B1 - 항공기의 가로방향 제어 시스템

Info

Publication number: KR100589983B1
Application number: KR1020000019511A
Authority: KR
Inventors: 남상욱
Original assignee: 한국항공우주산업 주식회사
Priority date: 2000-04-14
Filing date: 2000-04-14
Publication date: 2006-06-15
Also published as: KR20010095978A

Abstract

본 발명에 따른 항공기의 가로방향 제어 시스템은, 입력된 소정의 신호를 각각 증폭하는 제1, 제2증폭기와, 상기 제1, 제2증폭기로부터의 출력치에서 롤각, 롤레이트 및 요레이트의 피드백 입력치를 각각 감산하는 제1, 제2감산기와, 상기 제1, 제2감산기로부터의 출력신호를 입력받아 에이러런 및 러더의 이동각 신호를 각각 출력하는 에이러런 및 러더 액츄에이터 모델과, 상기 에이러런 및 러더 액츄에이터 모델로부터의 출력신호를 입력받아 롤각, 롤레이트 및 요레이트 신호를 출력하는 항공기 운동 모델을 구비하는 항공기의 가로방향 제어 시스템에 있어서, 상기 요레이트의 피드백 입력신호에 소정의 삼각함수값을 승산하는 승산기와, 상기 승산기의 출력신호와 상기 롤레이트의 피드백 입력신호를 가산하는 가산기와, 상기 가산기의 출력신호에서 상기 제1증폭기의 출력신호를 감산하는 제3감산기와, 상기 제3감산기의 출력신호를 적분하는 적분기와, 상기 적분기의 출력신호를 증폭하여 상기 제1감산기의 입력신호로 제공하는 별도의 증폭기를 더 포함한다.

이와 같은 본 발명에 의하면, 종래와는 달리 지면좌표계의 롤변화율 및 그 롤변화율에서 조종휠의 이동거리를 뺀 값에 대한 적분값을 시스템에 다시 피드백 입력시켜 제어에 활용하므로, 롤각의 최대값을 낮출 수 있고, 요각을 일정하게 유지할 수 있는 장점이 있다.

Description

항공기의 가로방향 제어 시스템{System for controlling horizontal directions of an airplane}

도 1은 종래 항공기의 가로방향을 제어하기 위한 에이러런과 러더의 결합 시스템의 개략적인 구성도.

도 2는 본 발명에 따른 항공기의 가로방향 제어 시스템의 개략적인 구성도.

도 3a 내지 도 3h는 종래 및 본 발명의 시스템에 따른 조종휠의 변위에 대한 항공기의 가로방향 특성 그래프.

도 4a 내지 도 4h는 종래 및 본 발명의 시스템에 따른 페달의 변위에 대한 항공기의 가로방향 특성 그래프.

*도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명

101,201...제1증폭기 102,202...제2증폭기

103,203...제1감산기 104,204...제2감산기

105,205...제3증폭기 106,206...에이러런 액츄에이터 모델

107,207...러더 액츄에이터 모델 108,208...항공기 운동 모델

109,209...제4증폭기 110,210...제5증폭기

111,211...롤각 제한기 212...승산기

213...가산기 214...제3감산기

215...적분기 216...제6증폭기

본 발명은 항공기의 가로방향 제어 시스템에 관한 것으로서, 특히 롤(roll)각의 최대값을 줄이고, 요(yaw)각을 일정하게 유지함으로써 우수한 조종성능을 얻을 수 있는 항공기의 가로방향 제어 시스템에 관한 것이다.

항공기의 운항에 있어서, 가로방향이란 항공기의 X축과 Z축을 중심으로 회전하는 부분을 말한다. 여기서, X축을 중심으로 회전하는 각을 롤각(φ)이라고 하고, 그 롤각의 변화율을 롤 레이트(roll rate)(p)라 한다. 또한, Z축을 중심으로 회전하는 각을 요각(ψ)이라고 하고, 그 요각의 변화율을 요 레이트(yaw rate)(r)라 한다.

한편, FBW(fly by wire) 항공기의 가로방향을 제어하기 위한 시스템은 기본적으로 롤댐퍼와 요댐퍼를 사용한다. 최근에는 그와 같은 댐퍼외에 에이러런(aileron)과 러더(rudder)의 결합 시스템을 이용한다.

도 1은 종래 항공기의 가로방향을 제어하기 위한 에이러런과 러더의 결합 시스템의 개략적인 구성도이다.

도 1을 참조하면, 종래 에이러런과 러더의 결합 시스템(100)은 항공기의 에이러런을 구동하기 위한 조종휠의 이동거리 신호(δ_CW) 및 러더를 구동하기 위한 페 달의 이동거리 신호(δ_PD)를 각각 입력받아, 그 각각에 대하여 조종휠 단위 변환 게인(k₁) 및 페달 단위 변환 게인(k₂)만큼 증폭하여 출력하는 제1, 제2증폭기(101) (102)와, 제1증폭기(101)로부터의 출력치에서 롤 레이트 신호(p)의 피드백 입력치 및 롤각 신호(φ)의 피드백 입력치를 각각 감산하여 그 결과를 출력하는 제1감산기(103)와, 상기 제2증폭기(102)로부터의 출력치에서 요 레이트 신호(r)의 피드백 입력치를 감산하여 그 결과를 출력하는 제2감산기(104)와, 그 제2감산기(104)의 출력치를 조정 게인(k_gr)만큼 증폭하여 출력하는 제3증폭기(105)와, 상기 제1감산기(103)와 제3증폭기(105)로부터의 출력을 각각 입력받아 비례연산하여 에이러런의 이동각 신호(δ_A) 및 러더의 이동각 신호(δ_R)를 각각 출력하는 에이러런 액츄에이터 모델(106) 및 러더 액츄에이터 모델(107)과, 그 에이러런의 이동각 신호(δ_A) 및 러더의 이동각 신호(δ_R)를 각각 입력받아 롤각 신호(φ), 롤 레이트 신호(p) 및 요 레이트 신호(r)를 출력하는 항공기 운동 모델(108)과, 롤 레이트 신호(p)를 롤 레이트 피드백 게인(k_p)만큼 증폭하여 출력하는 제4증폭기(109)와, 요 레이트 신호(r)를 요 레이트 피드백 게인(k_r)만큼 증폭하여 출력하는 제5증폭기(110)와, 상기 항공기 운동 모델(108)로부터의 롤각 신호(φ)를 피드백 입력받아 설정된 최대 롤각값(45°)과 비교하고 그에 상응하는 신호를 출력하는 롤각 제한기(111)로 구성된다.

이와 같은 종래 에이러런과 러더의 결합 시스템은 조종휠의 이동거리 신호( δ_CW) 및 페달의 이동거리 신호(δ_PD)를 제1, 제2 증폭기(101)(102)에서 각각 입력받아 그것을 조종휠 단위 변환 게인(k₁) 및 페달 단위 변환 게인(k₂)만큼 각각 증폭하여 출력하고, 제1감산기(103)기는 제1증폭기(101)의 출력값(k₁δ_CW)에서 롤 레이트 신호(p)가 제4증폭기(109)를 거쳐 피드백 입력되는 입력치(k_pp) 및 롤각 신호(φ)의 피드백 입력치를 감산한 결과를 출력하며, 제2감산기(104)는 제2증폭기(102)의 출력값(k₂δ_PD)에서 요 레이트 신호(r)가 제5증폭기(110)를 거쳐 피드백 입력되는 입력치(k_rr)를 감산한 결과를 출력한다. 그러면, 에이러런 액츄에이터 모델(106)은 제1감산기(103)로부터의 출력신호를 입력받아 α/(s+α)(여기서, s는 라플라스 연산자이고, α는 액츄에이터 시상수로서 보통 10∼15의 값을 갖는다)의 알고리즘에 의한 연산을 수행하여 에이러런의 이동각 신호(δ_A)를 출력하고, 러더 액츄에이터 모델(107)은 제2감산기(104)로부터의 출력이 제3증폭기(105)에 의해 증폭된 출력치를 입력받아 상기 에이러런 액츄에이터 모델(106)과 동일한 알고리즘에 의해 연산을 수행하여 러더의 이동각 신호(δ_R)를 출력한다. 에이러런 액츄에이터 모델(106) 및 러더 액츄에이터 모델(107)로부터의 출력신호(δ_A)(δ_R)를 각각 입력받은 항공기 운동 모델(108)은 소정의 알고리즘에 의한 연산을 수행하여 롤각 신호(φ), 롤 레이트 신호(p) 및 요 레이트 신호(r)를 출력한다. 이렇게 해서 출력된 신호들은 항공기 운항에 있어서의 방향제어에 반영되는 동시에 상기 제1, 제2감산기(103)(104)로 피드백되어 상기의 과정이 반복 수행된다.

그런데, 이상과 같은 종래 에이러런과 러더의 결합 시스템은 종래의 (가로)방향제어 시스템에 비해 개량된 시스템이라고 할 수는 있지만, 롤각의 최대값이 크고, 러더 구동용 페달을 밟고 있으면, 요각이 계속 증가되어 조종성능이 저하되는 문제점이 있다.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 개선하기 위하여 창출된 것으로서, 롤각의 최대값을 낮추고, 요각을 일정하게 유지할 수 있는 항공기의 가로방향 제어 시스템을 제공함에 그 목적이 있다.

상기의 목적을 달성하기 위하여 본 발명에 따른 항공기의 가로방향 제어 시스템은, 조종휠의 이동거리 신호 및 페달의 이동거리 신호를 각각 입력받아, 그 각각에 대하여 소정의 게인만큼 증폭하여 출력하는 제1, 제2증폭기와, 상기 제1, 제2증폭기로부터의 출력치에서 롤각, 롤레이트 및 요레이트의 피드백 입력치를 각각 감산하여 그 결과를 출력하는 제1, 제2감산기와, 상기 제1, 제2감산기로부터의 출력신호를 입력받아 소정의 알고리즘에 의한 연산을 수행하여 에이러런의 이동각 및 러더의 이동각 데이터 신호를 각각 출력하는 에이러런 액츄에이터 모델 및 러더 액츄에이터 모델과, 상기 에이러런 액츄에이터 모델 및 러더 액츄에이터 모델로부터의 출력신호를 입력받아 소정의 알고리즘에 의한 연산을 수행하여 롤각, 롤레이트 및 요레이트 신호를 출력하는 항공기 운동 모델을 구비하는 항공기의 가로방향 제어 시스템에 있어서, 상기 요레이트의 피드백 입력신호에 소정의 삼각함수값을 승 산하는 승산기와, 상기 승산기의 출력신호와 상기 롤레이트의 피드백 입력신호를 가산하는 가산기와, 상기 가산기의 출력신호에서 상기 제1증폭기의 출력신호를 감산하는 제3감산기와, 상기 제3감산기의 출력신호를 적분하는 적분기와, 상기 적분기의 출력신호를 소정의 게인만큼 증폭하여 상기 제1감산기의 입력신호로 제공하는 별도의 증폭기를 더 포함하는 점에 그 특징이 있다.

이와 같은 본 발명에 의하면, 종래와는 달리 지면좌표계에서의 롤변화율 및 그 롤변화율에서 조종휠의 이동거리를 뺀 값에 대한 적분값을 시스템에 다시 피드백 입력시켜 제어에 반영하므로, 롤각의 최대값을 낮출 수 있고, 요각을 일정하게 유지할 수 있는 장점이 있다.

이하 첨부된 도면을 참조하면서 본 발명의 실시예를 상세히 설명한다.

도 2는 본 발명에 따른 항공기의 가로방향 제어 시스템의 개략적인 구성도이다.

도 2를 참조하면, 본 발명에 따른 항공기의 가로방향 제어 시스템은 종래 에이러런과 러더의 결합 시스템을 기본 골격으로 한다. 즉, 본 발명에 따른 항공기의 가로방향 제어 시스템(200)은 항공기의 에이러런을 구동하기 위한 조종휠의 이동거리 신호(δ_CW) 및 러더를 구동하기 위한 페달의 이동거리 신호(δ_PD)를 각각 입력받아, 그 각각에 대하여 조종휠 단위 변환 게인(k₁) 및 페달 단위 변환 게인(k₂)만큼 증폭하여 출력하는 제1, 제2증폭기(201)(202)와, 제1증폭기(201)로부터의 출력치에서 롤각 신호(φ)의 피드백 입력치와, 롤 레이트 신호(p)와 요레이트 신호(r)의 합 성 피드백 입력신호의 증폭치 및 적분치를 각각 감산하여 그 결과를 출력하는 제1감산기(203)와, 상기 제2증폭기(202)로부터의 출력치에서 요 레이트 신호(r)의 피드백 입력치를 감산하여 그 결과를 출력하는 제2감산기(204)와, 그 제2감산기(204)의 출력치를 조정 게인(k_gr)만큼 증폭하여 출력하는 제3증폭기(205)와, 상기 제1감산기(203)와 제3증폭기(205)로부터의 출력을 각각 입력받아 비례연산하여 에이러런의 이동각 신호(δ_A) 및 러더의 이동각 신호(δ_R)를 각각 출력하는 에이러런 액츄에이터 모델(206) 및 러더 액츄에이터 모델(207)과, 그 에이러런의 이동각 신호(δ_A) 및 러더의 이동각 신호(δ_R)를 각각 입력받아 롤각 신호(φ), 롤 레이트 신호(p) 및 요 레이트 신호(r)를 출력하는 항공기 운동 모델(208)과, 롤 레이트 신호(p)와 요레이트 신호(r)의 합성 피드백 입력신호(

)를 그 합성 피드백 입력신호의 피드백 게인(

)만큼 증폭하여 출력하는 제4증폭기(209)와, 요 레이트 신호(r)를 요 레이트 피드백 게인(k_r)만큼 증폭하여 출력하는 제5증폭기(210)와, 상기 항공기 운동 모델(208)로부터의 롤각 신호(φ)를 피드백 입력받아 설정된 최대 롤각값(45°)과 비교하고 그에 상응하는 신호를 출력하는 롤각 제한기(211)를 기본적으로 구비한다.

그리고, 본 발명의 시스템은 상기 구성요소들 외에 상기 요레이트 신호(r)의 피드백 입력신호에 삼각함수값(tanθ)을 승산하여 출력하는 승산기(212)와, 그 승산기(212)의 출력신호와 상기 롤레이트 신호(p)의 피드백 입력신호를 가산하여 출력하는 가산기(213)와, 그 가산기(213)의 출력신호(

)에서 상기 제1증폭기(201)의 출력신호를 감산하여 출력하는 제3감산기(214)와, 그 제3감산기(214)의 출력신호를 적분하여 출력하는 적분기(215)와, 그 적분기(215)의 출력신호를 조종 게인(k₃)만큼 증폭하여 상기 제1감산기(203)의 입력신호로 제공하는 별도의 제6증폭기(216)를 더 구비한다.

그러면, 이상과 같은 구성을 갖는 본 발명에 따른 항공기의 가로방향 제어 시스템의 동작에 대해 설명해 보기로 한다.

본 발명에 따른 항공기의 가로방향 제어 시스템(200)의 제1, 제2 증폭기(201)(202)에 조종휠의 이동거리 신호(δ_CW) 및 페달의 이동거리 신호(δ_PD)가 각각 입력되면, 제1, 제2 증폭기(201)(202)는 그것을 조종휠 단위 변환 게인(k₁) 및 페달 단위 변환 게인(k₂)만큼 각각 증폭하여 출력한다. 이때, 제1증폭기(201)의 출력은 제1감산기(203)기로는 플러스(+) 입력요소로, 제3감산기(214)로는 마이너스(-) 입력요소로 각각 입력된다. 이에 따라 제3감산기(214)는 롤 레이트 신호(p)와 요레이트 신호(r)의 합성 피드백 입력신호(

= p + rtanθ)에서 제1증폭기(201)로부터 출력되어 입력된 신호(k₁δ_CW)를 감산하여 출력하고, 적분기(215)는 그 출력신호를 입력받아 적분하여 출력하며, 제6증폭기(216)는 그 출력신호를 입력받아 조종 게인(k₃)만큼 증폭하여 출력한다.

한편, 제1감산기(203)기는 제1증폭기(201)에서 출력되어 입력된 신호(k₁δ_CW)에서 상기 제6증폭기(216)에서 출력되어 입력된 신호, 상기 롤 레이트 신호(p)와 요레이트 신호(r)의 합성 피드백 입력신호(

)가 제4증폭기(209)를 거쳐 피드백 입력된 신호(

) 및 롤각 신호(φ)가 롤각 제한기(211)를 거쳐 피드백 입력된 신호를 감산한 결과{I_AA= k₁δ_CW- k₃

- k₁δ_CW)-

- (φ_＞45-45)}를 출력한다. 그리고, 제2감산기(204)는 제2증폭기(202)의 출력값(k₂δ_PD)에서 요 레이트 신호(r)가 제5증폭기(210)를 거쳐 피드백 입력되는 입력치(k_rr)를 감산한 결과를 출력한다. 그러면, 에이러런 액츄에이터 모델(206)은 제1감산기(203)로부터의 출력신호(I_AA)를 입력받아 α/(s+α)의 알고리즘에 의한 연산을 수행하여 에이러런의 이동각 신호(δ_A)를 출력하고, 러더 액츄에이터 모델(207)은 제2감산기(204)로부터의 출력이 제3증폭기(205)에 의해 증폭된 출력치{I_RA= k_gr(k₂δ_PD- k_rr)}를 입력받아 상기 에이러런 액츄에이터 모델(206)과 동일한 알고리즘에 의해 연산을 수행하여 러더의 이동각 신호(δ_R)를 출력한다. 에이러런 액츄에이터 모델(206) 및 러더 액츄에이터 모델(207)로부터의 출력신호(δ_A)(δ_R)를 각각 입력받은 항공기 운동 모델(208)은 소정의 알고리즘에 의한 연산을 수행하여 롤각 신호(φ), 롤 레이트 신호(p) 및 요 레이트 신호(r)를 출력한다. 이렇게 해서 출력된 신호들은 항공기 운항에 있어서의 방향제어에 반영되는 동시에 상기 제1, 제2감산기(203)(204)로 피드백된다. 이때, 승산기(212)는 제1감산기(203) 쪽으로 피드백되는 요레이트 신호(r)에 tanθ를 승산하여 출력하고, 가산기(213)는 그 출력신호와 롤레이트 신호(p)를 가산하여 합성 된 피드백 신호(

= p + rtanθ)를 출력한다. 이 합성 피드백 신호(

)는 전술한 바와 같이 상기 제3감산기(214) 및 제4증폭기(209)의 피드백 입력신호로 제공된다.

도 3a∼도 3h 및 도 4a∼도 4h는 종래 항공기의 가로방향제어를 위한 에이러런과 러더의 결합 시스템과 본 발명에 따른 항공기의 가로방향 제어 시스템에 의한 항공기의 가로방향 특성에 대한 각종 시뮬레이션 결과를 나타낸 것으로서, 도 3a∼도 3h는 조종휠의 변위에 대한 항공기의 가로방향 특성 그래프이고, 도 4a∼도 4h는 페달의 변위에 대한 항공기의 가로방향 특성 그래프이다.

도 3f를 참조하면, 본 발명의 시스템에 의한 롤각의 특성 그래프(실선)와 종래 시스템에 의한 롤각의 특성 그래프(점선)를 서로 비교해 볼 때, 본 발명의 시스템에 의한 롤각의 최대값이 종래 시스템에 의한 롤각의 최대값보다 낮아졌음을 알 수 있다.

또한, 도 4b를 참조하면, 본 발명의 시스템에 의한 요각의 특성 그래프(실선)와 종래 시스템에 의한 요각의 특성 그래프(이점 쇄선)를 서로 비교해 볼 때, 본 발명의 시스템에 의한 요각은 거의 일정한 값을 유지하는 것에 반해, 종래 시스템에 의한 요각은 점차 증가함을 알 수 있다.

이상의 설명에서와 같이, 본 발명에 따른 항공기의 가로방향 제어시스템은 종래와는 달리 지면좌표계에서의 롤변화율(

) 및 그 롤변화율(

)에서 조종휠의 이동거리를 뺀 값에 대한 적분값을 시스템에 다시 피드백 입력시켜 시스템 제어에 활용하므로, 롤레이트값을 줄일 수 있고, 그에 따라 롤각의 최대값을 낮출 수 있으 며, 요각을 일정하게 유지할 수 있는 장점이 있다.

Claims

조종휠의 이동거리 신호 및 페달의 이동거리 신호를 각각 입력받아, 그 각각에 대하여 소정의 게인만큼 증폭하여 출력하는 제1, 제2증폭기와, 상기 제1, 제2증폭기로부터의 출력치에서 롤각, 롤레이트 및 요레이트의 피드백 입력치를 각각 감산하여 그 결과를 출력하는 제1, 제2감산기와, 상기 제1, 제2감산기로부터의 출력신호를 입력받아 소정의 알고리즘에 의한 연산을 수행하여 에이러런의 이동각 및 러더의 이동각 데이터 신호를 각각 출력하는 에이러런 액츄에이터 모델 및 러더 액츄에이터 모델과, 상기 에이러런 액츄에이터 모델 및 러더 액츄에이터 모델로부터의 출력신호를 입력받아 소정의 알고리즘에 의한 연산을 수행하여 롤각, 롤레이트 및 요레이트 신호를 출력하는 항공기 운동 모델을 구비하는 항공기의 가로방향 제어 시스템에 있어서,

상기 요레이트의 피드백 입력신호에 소정의 삼각함수값을 승산하는 승산기와, 상기 승산기의 출력신호와 상기 롤레이트의 피드백 입력신호를 가산하는 가산기와, 상기 가산기의 출력신호에서 상기 제1증폭기의 출력신호를 감산하는 제3감산기와, 상기 제3감산기의 출력신호를 적분하는 적분기와, 상기 적분기의 출력신호를 소정의 게인만큼 증폭하여 상기 제1감산기의 입력신호로 제공하는 별도의 증폭기를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 가로방향 제어 시스템.
제 1항에 있어서,

상기 제1감산기는 상기 제1증폭기에서 출력되어 입력된 신호에서 상기 별도의 증폭기에서 출력되어 입력된 신호, 상기 롤 레이트 신호와 요레이트 신호의 합성 피드백 입력신호 및 롤각 신호의 피드백 입력신호를 감산한 결과를 출력하는 것을 특징으로 하는 항공기의 가로방향 제어 시스템.
제 1항에 있어서,

상기 삼각함수값은 tanθ인 것을 특징으로 하는 항공기의 가로방향 제어 시스템.
제 1항에 있어서,

상기 별도의 증폭기는 상기 적분기의 출력신호를 조종 게인만큼 증폭하여 출력하는 것을 특징으로 하는 항공기의 가로방향 제어 시스템.