KR100934925B1

KR100934925B1 - Apparatus for testing a software of flight control law and method thereof

Info

Publication number: KR100934925B1
Application number: KR1020080092735A
Authority: KR
Inventors: 안종민; 임상수; 권종광
Original assignee: 국방과학연구소
Priority date: 2008-09-22
Filing date: 2008-09-22
Publication date: 2010-01-06

Abstract

PURPOSE: A flight control rule software testing device and a method thereof capable of safely converting a flying control between a flying control rule and a test object flying control rule are provided to secure the safety of the flying by securing the characteristics of the flight. CONSTITUTION: A primary FLCC(Flight Control Computer)(110) controls a flight according to a flight control rule converting instruction. An SWMC(Switch Mechanism Computer)(120) computes the SWMC test target flight control rule. An FCTP(Flight Control Test Panel)(130) for the flight control test transmits the flight control rule transfer instruction and all kinds of the control commands with a main part flight control computer.

Description

Apparatus for testing a software of flight control law and method

본 발명은 항공기의 비행제어분야에 적용될 수 있는 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치 및 그 방법에 관한 것으로서, 특히 기존의 검증된 비행제어법칙 소프트웨어가 탑재된 비행제어 컴퓨터의 하드웨어의 개조 없이 소프트웨어의 간단한 수정만으로, 기존의 비행제어 컴퓨터와 시험 대상 비행제어법칙 소프트웨어가 탑재된 전환장치 컴퓨터 간에 비행제어법칙의 입ㆍ출력 데이터를 공유하고, 항공기의 구동기를 제어하기 위한 구동기 제어 명령을 기존의 비행제어법칙과 시험 대상 비행제어법칙 간에 안전하게 전환하여 줄 수 있는 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치 및 그 방법에 관한 것이다.The present invention relates to a flight control law software test apparatus and method which can be applied to the flight control field of an aircraft, and in particular, a simple modification of software without modification of the hardware of a flight control computer equipped with the existing proven flight control law software. In addition, the input and output data of the flight control law is shared between the existing flight control computer and the switching device computer equipped with the test flight control law software, and the driver control commands for controlling the aircraft's actuators are tested with the existing flight control laws and tests. The present invention relates to a flight control law software test apparatus and a method for safely switching between target flight control laws.

현대의 첨단 항공기의 경우 자동화된 비행제어 시스템을 적용함에 따라 항공기의 비행 특성이 비행제어법칙 소프트웨어의 성능에 의해 좌우되고 있다. 따라서, 항공기의 개발에 있어서 비행제어법칙의 설계는 매우 중요한 과제이다. 그러나, 신규 개발 항공기에 있어서 비행제어법칙 소프트웨어가 비행 안전에 직접적인 영향을 미치기 때문에, 소프트웨어의 개발 과정에 있어서 철저한 검증 과정이 필요하고, 검증에 필요한 지상시험 장비를 개발하고 구성하는데 많은 시간과 비용이 소요된다.In modern high-tech aircraft, the flight characteristics of the aircraft are driven by the performance of flight control law software as an automated flight control system is applied. Therefore, the design of flight control law is a very important task in the development of aircraft. However, since flight control law software directly affects flight safety in newly developed aircraft, a thorough verification process is required in the software development process, and a lot of time and money are required to develop and configure the ground test equipment for verification. It takes

이와 같은 문제점을 극복하기 위하여 미국, 러시아, 독일과 같은 항공 선진국에서는 개발이 완료된 항공기의 비행제어 컴퓨터를 개조하여 시험 대상 비행제어법칙 소프트웨어를 함께 탑재하고, 비행 중 기존의 검증된 비행제어법칙과 시험 대상 비행제어법칙을 전환함으로써 시험 대상 비행제어법칙 소프트웨어의 기능을 시험할 수 있는 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치를 개발하여 운용하고 있다.In order to overcome this problem, advanced countries such as the United States, Russia, and Germany have modified flight control computers of aircrafts that have been developed and equipped with the flight control law software to be tested. We have developed and operated a flight control law software tester that can test the function of the flight control law software under test by switching the flight control law.

항공기의 비행제어법칙을 전환하여 주는 전환 방식으로는 현재 이중 포트 (Dual Port) RAM(Random Access Memory)을 이용하여 비행제어법칙의 입ㆍ출력 데이터를 공유하고, 소프트웨어적으로 항공기의 구동기를 제어하기 위한 구동기 제어 명령을 전환하여 주는 방식이 운용되고 있다. 그러나, 이와 같은 종래의 전환 방식은 이중 포트 RAM 및 시험대상 비행제어법칙의 연산 수행을 위한 추가적인 CPU와 메모리의 장착을 위하여, 이미 개발되어 검증이 완료된 비행제어 컴퓨터의 하드웨어를 개조해야 하는 문제점이 있다.As a method of switching the flight control law of the aircraft, the input / output data of the flight control law is shared by using dual port random access memory (RAM), and the aircraft's driver is controlled by software. The method of switching the driver control command for the system is being operated. However, such a conventional switching method has a problem in that the hardware of the flight control computer, which has been developed and verified, has to be modified to install an additional CPU and memory for performing the operation of the dual port RAM and the flight control law under test. .

본 발명은 상기와 같은 문제점을 감안하여 창출된 것으로서, 기존의 검증된 비행제어법칙 소프트웨어가 탑재된 비행제어 컴퓨터의 하드웨어의 개조 없이 소프트웨어의 간단한 수정만으로, 기존의 비행제어 컴퓨터와 시험 대상 비행제어법칙 소프트웨어가 탑재된 전환장치 컴퓨터 간에 비행제어법칙의 입ㆍ출력 데이터를 공 유하고, 항공기의 구동기를 제어하기 위한 구동기 제어 명령을 기존의 비행제어법칙과 시험 대상 비행제어법칙 간에 안전하게 전환하여 줄 수 있는 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치 및 그 방법을 제공함에 그 목적이 있다. The present invention has been made in view of the above-mentioned problems, and by simply modifying the software without modifying the hardware of the flight control computer equipped with the existing proven flight control law software, the existing flight control computer and the flight control law under test Software can be used to share the input and output data of flight control law between computers and to safely switch driver control commands to control the aircraft's drivers between the existing flight control law and the flight control law under test. The object of the present invention is to provide a flight control law software test apparatus and a method thereof.

상기의 목적을 달성하기 위하여 본 발명에 따른 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치는,In order to achieve the above object, the flight control law software test apparatus according to the present invention,

이미 검증된 비행제어법칙 소프트웨어가 탑재되며, 상기 검증된 비행제어법칙 연산의 수행과 병행하여, 시험 대상 비행제어법칙 소프트웨어가 탑재된 상대측 컴퓨터에 비행제어법칙 연산 수행에 필요한 기본 데이터를 전송하고, 상대측 컴퓨터로부터의 시험 대상 비행제어법칙의 연산 결과에 따른 제어 명령 및 정보를 수신하여, 비행제어법칙 전환 명령에 따라 지정된 비행제어법칙이 항공기를 제어하도록 하는 주 비행제어 컴퓨터;The flight control law software, which is already verified, is installed, and in parallel with the execution of the verified flight control law calculation, the basic data necessary for performing the flight control law calculation is transmitted to the counterpart computer equipped with the test flight control law software. A main flight control computer for receiving control commands and information according to the calculation result of the flight control law to be tested from the computer and allowing the designated flight control law to control the aircraft according to the flight control law switching command;

시험 대상 비행제어법칙 소프트웨어가 탑재되며, 상기 주 비행제어 컴퓨터로부터 비행제어에 필요한 기본 데이터를 제공받아 시험 대상 비행제어법칙을 연산하고, 그 연산 결과에 따른 제어 명령 및 정보를 상기 주 비행제어 컴퓨터로 전송하는 전환장치 컴퓨터; 및The test flight control law software is installed, and receives the basic data necessary for flight control from the main flight control computer to calculate the test control flight law, and transmits control commands and information according to the result of the operation to the main flight control computer. A diverter computer transmitting; And

상기 주 비행제어 컴퓨터에 탑재된 소프트웨어의 비행제어법칙 또는 상기 전환장치 컴퓨터에 탑재된 소프트웨어의 비행제어법칙에 따라 비행제어를 수행하기 위한 비행제어법칙 전환 명령 및 각종 제어 명령을 입력받아 상기 주 비행제어 컴퓨터로 전송하는 비행제어 시험용 제어 패널을 포함하는 점에 그 특징이 있다.The main flight control by receiving a flight control law switching command and various control commands for performing the flight control according to the flight control law of the software mounted on the main flight control computer or the flight control law of the software mounted on the switching device computer Its feature is that it includes a control panel for flight control testing that transmits to a computer.

여기서, 상기 주 비행제어 컴퓨터는 상기 전환장치 컴퓨터 및 상기 비행제어 시험용 제어 패널과의 통신을 위한 각각의 대응하는 통신 인터페이스를 더 포함한다.Here, the main flight control computer further includes respective corresponding communication interfaces for communication with the diverter computer and the control panel for the flight control test.

그리고, 상기 주 비행제어 컴퓨터와 상기 전환장치 컴퓨터 간의 통신을 위한 통신 인터페이스로는 군용 항공기 표준 통신체계로 규정된 "MIL-STD-1553B" 통신 방식이 적용된 FCS(Flight Control System:비행 제어 계통) 1553 MUX(멀티플렉서)가 이용될 수 있다. In addition, as a communication interface for communication between the main flight control computer and the switching device computer, a flight control system (FCS) 1553 to which a "MIL-STD-1553B" communication method, defined as a military aircraft standard communication system, is applied. MUX (multiplexer) can be used.

또한, 상기 주 비행제어 컴퓨터와 상기 비행제어 시험용 제어 패널과의 통신을 위한 통신 인터페이스로는 RS-422 인터페이스가 이용될 수 있다.In addition, an RS-422 interface may be used as a communication interface for communication between the main flight control computer and the control panel for the flight control test.

또한, 상기 주 비행제어 컴퓨터에 탑재된 비행제어법칙 소프트웨어는 기설정된 작업 과정 외에 시험 대상 비행제어법칙 소프트웨어의 시험과 관련하여 다음의 작업을 더 포함할 수 있다.In addition, the flight control law software mounted on the main flight control computer may further include the following operations in connection with the test of the flight control law software to be tested in addition to a predetermined operation process.

1) 비행제어법칙 기본 데이터를 주 비행제어 컴퓨터로부터 상기 전환장치 컴퓨터로 전송하기 위하여 변수 형태를 실수형에서 정수형으로 변환하는 작업; 1) converting the variable type from real type to integer type in order to transfer the flight control law basic data from the main flight control computer to the switching device computer;

2) 변환된 데이터를 지정된 메모리 영역에 저장하고 데이터 전송을 지시하는 작업;2) storing the converted data in a designated memory area and instructing data transfer;

3) 상기 전환장치 컴퓨터로부터 전송된 데이터를 읽어서 지정된 메모리에 저장하는 작업;3) reading data transmitted from the switching device computer and storing the data in a designated memory;

4) 상기 전환장치 컴퓨터로부터의 데이터 전송이 완료될 때까지, 주 비행제어 컴퓨터가 대기 함수를 수행하면서 대기하는 작업;4) waiting for the main flight control computer to perform a standby function until data transmission from the diverter computer is completed;

5) 상기 전환장치 컴퓨터로부터 전송된 데이터의 변수 형태를 정수형에서 실수형으로 변환하고, 전환 명령에 따라 선정된 데이터를 특정 메모리 번지에 저장하는 작업.5) converting a variable form of data transmitted from the switching device computer from an integer type to a real type and storing the selected data in a specific memory address according to the switching command.

또한, 상기 주 비행제어 컴퓨터로부터 상기 전환장치 컴퓨터로 전송되는 비행제어에 필요한 기본 데이터는 항공기 운동 정보, 공기 자료 정보, 조종사 제어 명령, 비행제어법칙 연산을 위한 노트(note) 정보, 전환 상태 정보, 프레임 카운터 정보를 포함할 수 있다.In addition, the basic data required for flight control transmitted from the main flight control computer to the switching device computer may include aircraft motion information, air data information, pilot control commands, note information for flight control law calculation, transition state information, It may include frame counter information.

또한, 상기 비행제어에 필요한 기본 데이터를 상기 주 비행제어 컴퓨터로부터 상기 전환장치 컴퓨터로 전송함에 있어서, 주 비행제어 컴퓨터는 CCDL(Cross Channel Data Link:채널간 데이터 연계)을 통해 항공기에 설치된 각종 센서로부터의 입력 데이터에 대한 보팅(voting) 및 고장 모니터링을 통해 대표성을 갖는 정상 센서의 입력 데이터를 선정한 후, 이를 통신 메시지로 포맷팅(formating)하여 상기 전환장치 컴퓨터로 전송한다.In addition, in transmitting the basic data necessary for the flight control from the main flight control computer to the switching device computer, the main flight control computer is connected to various sensors installed in the aircraft through a cross channel data link (CCDL). After voting and fault monitoring of input data, the input data of a representative sensor having representativeness is selected, and then formatted into a communication message and transmitted to the switching device computer.

또한, 상기 전환장치 컴퓨터는 상호 독립된 3개의 채널로 구성되며, 각 채널은 상기 주 비행제어 컴퓨터와의 데이터 통신을 위한 통신 인터페이스와; 상기 통신 인터페이스를 통해 상기 주 비행제어 컴퓨터와 상호 송/수신하는 공유 데이터 및 정보의 저장을 위한 공유 메모리와; 상기 통신 인터페이스를 통해 수신한 상기 주 비행제어 컴퓨터로부터의 비행제어에 필요한 기본 데이터를 바탕으로 시험 대상 비행제어법칙을 연산하고, 그 연산 결과에 따른 제어 명령 및 정보를 상기 주 비행제어 컴퓨터로 전송하는 CPU와; 상기 CPU의 셋팅 및 제어와 전환장치 컴퓨터의 기 능 점검을 수행하는 시험장비와의 통신을 위해 이산(discrete) 신호 입/출력 포트 및 이더넷(ethernet) 통신 인터페이스를 포함한다.In addition, the switching device computer is composed of three independent channels, each channel having a communication interface for data communication with the main flight control computer; A shared memory for storing shared data and information mutually transmitted / received with the main flight control computer through the communication interface; Calculating a test target flight control law based on basic data necessary for flight control from the main flight control computer received through the communication interface, and transmitting control commands and information according to the operation result to the main flight control computer; CPU; A discrete signal input / output port and an Ethernet communication interface are included for communication with test equipment performing the setting and control of the CPU and a functional check of the switching device computer.

여기서, 상기 주 비행제어 컴퓨터와의 데이터 통신을 위해 상기 전환장치 컴퓨터는 상기 주 비행제어 컴퓨터가 통제하는 FCS 1553 MUX의 원격 단말기(remote terminal)로 설정된다. Here, the diverter computer is set as a remote terminal of the FCS 1553 MUX controlled by the main flight control computer for data communication with the main flight control computer.

또한, 상기 전환장치 컴퓨터로부터 상기 주 비행제어 컴퓨터로 전송되는 시험 대상 비행제어법칙의 연산 결과에 따른 제어 명령 및 정보는 수평 미익(尾翼), 보조익(flaperon), 방향타(rudder)의 구동기 제어 명령과 전환장치 컴퓨터의 건강 상태 정보(CBIT(Continuous Built In Test:지속적 자가 진단 시험) 결과), 프레임 카운터 정보를 포함할 수 있다.In addition, the control command and the information according to the calculation result of the test object flight control law transmitted from the switching device computer to the main flight control computer is a driver control command of the horizontal tail, flaperon, rudder and Health status information of the switching device computer (Continuous Built In Test (CBIT) results) and frame counter information.

또한, 상기 주 비행제어 컴퓨터의 실시간 연산 능력 및 프레임 갱신율의 저하를 방지하기 위하여, 상기 주 비행제어 컴퓨터와 상기 전환장치 컴퓨터 간에는 동기화가 이루어진다. In addition, in order to prevent a decrease in the real-time computing power and frame update rate of the main flight control computer, synchronization is performed between the main flight control computer and the switching device computer.

여기서, 상기 동기화는 상기 주 비행제어 컴퓨터와 상기 전환장치 컴퓨터 간에 별도의 동기화 신호를 추가함 없이, 1553 통신 인터페이스의 CPU 인터럽트 (interrupt) 기능을 이용하여 상기 주 비행제어 컴퓨터에서 전송된 비행제어법칙 입력 데이터를 상기 전환장치 컴퓨터가 데이터 수신을 완료함과 동시에 상기 전환장치 컴퓨터의 1553 통신 제어 칩이 상기 전환장치 컴퓨터의 CPU를 인터럽트 시킴으로써 상기 전환장치 컴퓨터가 새로운 프레임을 시작하게 하고, 상기 주 비행제어 컴퓨터의 소프트웨어 태스크 스케쥴링(task scheduling) 설계를 통해 이루어질 수 있다.Here, the synchronization inputs the flight control law transmitted from the main flight control computer using the CPU interrupt function of the 1553 communication interface without adding a separate synchronization signal between the main flight control computer and the switching device computer. At the same time as the switching device computer completes the data reception, the 1553 communication control chip of the switching device computer interrupts the CPU of the switching device computer, causing the switching device computer to start a new frame, and the main flight control computer. This can be done through the software task scheduling design of the.

또한, 상기 비행제어 시험용 제어 패널은 상기 주 비행제어 컴퓨터에 탑재된 소프트웨어의 비행제어법칙 또는 상기 전환장치 컴퓨터에 탑재된 소프트웨어의 비행제어법칙에 따라 비행제어가 수행될 수 있도록 하기 위한 전환 명령의 선택을 위한 전환 명령 선택 스위치와, 전환 명령에 따른 비행제어법칙의 전환이 정상적으로 이루어졌는지의 여부를 표시하는 표시 램프를 포함한다.In addition, the control panel for the flight control test selects a switching command to allow flight control to be performed according to the flight control law of the software mounted on the main flight control computer or the flight control law of the software mounted on the switching device computer. And a display lamp for indicating whether the switching of the flight control law according to the switching command is normally performed.

또한, 상기의 목적을 달성하기 위하여 본 발명에 따른 비행제어법칙 소프트웨어 시험 방법은, In addition, the flight control law software test method according to the present invention in order to achieve the above object,

이미 검증된 비행제어법칙 소프트웨어가 탑재된 주 비행제어 컴퓨터와, 시험 대상 비행제어법칙 소프트웨어가 탑재된 전환장치 컴퓨터와, 비행제어법칙 전환 명령 및 각종 제어 명령의 입력을 위한 비행제어 시험용 제어 패널을 포함하는 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치에 의한 비행제어법칙 소프트웨어 시험 방법으로서, It includes a main flight control computer with pre-validated flight control software, a switching device computer with flight control law software under test, and a flight control test control panel for inputting flight control law switching commands and various control commands. A flight control law software test method using a flight control law software test apparatus,

a) 상기 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치의 초기화 완료 후, 상기 주 비행제어 컴퓨터의 비행제어법칙을 이용하여 항공기를 이륙시킨 후 다양한 기동을 수행하면서 주 비행제어 컴퓨터의 비행제어법칙이 정상 작동하는지를 확인하는 단계;a) after the initialization of the flight control law software test apparatus, take off the aircraft using the flight control law of the main flight control computer and perform various maneuvers to check whether the flight control law of the main flight control computer is operating normally. step;

b) 상기 주 비행제어 컴퓨터의 비행제어법칙의 정상 작동이 확인되면, 상기 전환장치 컴퓨터의 비행제어법칙을 실험하기 위한 비행속도와 고도 조건에서 수평비행을 수행하여 전환장치 컴퓨터의 비행제어법칙으로의 전환을 준비하는 단계;b) If the normal operation of the flight control law of the main flight control computer is confirmed, the horizontal flight is performed at the flight speed and altitude conditions for the experiment of the flight control law of the switching device computer to the flight control law of the switching device computer. Preparing for the transition;

c) 실험하고자 하는 비행속도와 고도 조건의 수평비행 상태에서 상기 비행제어 시험용 제어 패널을 통한 비행제어법칙 전환 명령의 입력에 의해 항공기의 비행 제어 권한을 상기 주 비행제어 컴퓨터에서 상기 전환장치 컴퓨터로 전환하는 단계;c) converting the flight control authority of the aircraft from the main flight control computer to the switching device computer by inputting a flight control law switching command through the flight control test control panel in the horizontal flight state of the flight speed and altitude condition to be tested; Making;

d) 상기 비행제어법칙의 전환 과정에서 항공기의 비행안정성이 유지되는지, 비행제어법칙의 전환이 수행되는 천이 과정에서 항공기가 입력된 조종명령에 따라 정상적으로 조종되는지, 비행제어법칙의 전환이 완료된 후 전환 상태가 정상적으로 지시되는지를 판별하는 단계;d) whether the flight stability of the aircraft is maintained during the conversion of the flight control law, whether the aircraft is normally operated according to the input control command during the transition of the flight control law, or after the conversion of the flight control law is completed. Determining whether the status is normally indicated;

e) 상기 단계 d)의 판별에서 어느 것이라도 비정상으로 판별되면, 시험을 중단하고 항공기의 비행제어 권한을 상기 전환장치 컴퓨터에서 다시 주 비행제어 컴퓨터로 전환하는 단계;e) if any of the determination in step d) is abnormal, discontinue the test and switch the flight control authority of the aircraft from the switching device computer back to the main flight control computer;

f) 상기 단계 d)의 판별에서, 모든 사항이 정상으로 판별되면, 다양한 기동을 수행하면서 상기 전환장치 컴퓨터의 비행제어법칙의 성능을 시험하는 단계; 및f) in the determination of step d), if everything is determined to be normal, testing the performance of the flight control law of the switching device computer while performing various maneuvers; And

g) 상기 전환장치 컴퓨터의 비행제어법칙의 성능 시험이 종료되면, 수평비행 상태를 유지한 후 상기 비행제어 시험용 제어 패널을 통한 비행제어법칙 전환 명령의 입력에 의해, 항공기의 비행 제어 권한을 상기 전환장치 컴퓨터에서 상기 주 비행제어 컴퓨터로 전환하고 시험을 종료하는 단계를 포함하는 점에 그 특징이 있다.g) When the performance test of the flight control law of the switching device computer is finished, the flight control authority of the aircraft is switched by inputting a flight control law switching command through the flight control test control panel after maintaining the horizontal flight state. Characterized in that it comprises the step of switching from the device computer to the main flight control computer and ending the test.

이와 같은 본 발명에 의하면, 기존의 검증된 비행제어법칙 소프트웨어가 탑재된 비행제어 컴퓨터의 하드웨어의 개조 없이 소프트웨어의 간단한 수정만으로, 기존의 비행제어 컴퓨터와 시험 대상 비행제어법칙 소프트웨어가 탑재된 전환장치 컴퓨터 간에 비행제어법칙의 입ㆍ출력 데이터를 공유할 수 있고, 항공기의 구동기를 제어하기 위한 제어 명령을 기존의 비행제어법칙과 시험 대상 비행제어법칙 간 에 안전하게 전환하여 줌으로써, 신규로 개발된 비행제어법칙의 제작 전 조기 검증과 신규로 개발된 항공기의 초도비행을 수행하기 전에 조종사가 사전에 비행성을 확인함으로써 초도비행의 안전성을 확보할 수 있다.According to the present invention, the switching device computer equipped with the existing flight control computer and the flight control law software under test by simply modifying the software without modifying the hardware of the flight control computer equipped with the existing proven flight control law software. Newly developed flight control law by sharing input and output data of flight control law and by safely converting control commands for controlling the aircraft's driver between the existing flight control law and the flight control law to be tested. The pilot's preliminary flight safety can be ensured before pilots perform early verification and the newly developed aircraft's first flight.

이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 상세히 설명한다.Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 1은 본 발명에 따른 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치의 시스템 구성을 개략적으로 보여주는 도면이다.1 is a view schematically showing the system configuration of the flight control law software test apparatus according to the present invention.

도 1을 참조하면, 본 발명에 따른 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치(100)는 주 비행제어 컴퓨터(Primary Flight Control Computer:Primary FLCC)(110), 전환장치 컴퓨터(Switch Mechanism Computer:SWMC)(120) 및 비행제어 시험용 제어 패널(Flight Control Test Panel:FCTP)(130)을 포함한다. Referring to FIG. 1, the flight control law software testing apparatus 100 according to the present invention includes a primary flight control computer (Primary FLCC) 110 and a switch mechanism computer (SWMC) 120. And a flight control test panel (FCTP) 130.

상기 주 비행제어 컴퓨터(110)에는 이미 검증된 비행제어법칙 소프트웨어가 탑재되며, 주 비행제어 컴퓨터(110)는 검증된 비행제어법칙 연산의 수행과 병행하여, 시험 대상 비행제어법칙 소프트웨어가 탑재된 상기 전환장치 컴퓨터(120)에 비행제어법칙 연산 수행에 필요한 기본 데이터를 전송하고, 상기 전환장치 컴퓨터(120)로부터의 시험 대상 비행제어법칙의 연산 결과에 따른 제어 명령 및 정보를 수신하여, 비행제어법칙 전환 명령에 따라 지정된 비행제어법칙이 제어면(118)을 동작시키도록 함으로써, 항공기를 제어하도록 한다. The main flight control computer 110 is equipped with already verified flight control law software, and the main flight control computer 110 is mounted with the test flight control law software in parallel with performing the verified flight control law calculation. Transmitting basic data necessary for performing flight control law calculation to the switching device computer 120, receiving control commands and information according to the calculation result of the test target flight control law from the switching device computer 120, The flight control law specified in accordance with the changeover command causes the control surface 118 to operate, thereby controlling the aircraft.

이와 같은 주 비행제어 컴퓨터(110)는 신뢰도를 높이기 위해 3개의 채널로 구성되며, 각 채널은 항공기에 설치되어 있는 각종 센서(미도시)로부터 입력되는 아날로그/디스크리트(analog/discrete) 신호와 주 비행제어 컴퓨터(110)로부터 그 각종 센서로 출력되는 신호를 처리하는 입력/출력신호 프로세서(111)와, 비행제어법칙 연산 및 고장 모니터링 등 비행운용 프로그램을 실행하는 CPU(112)와, 각 제어면(control surfaces)(118)에 연결되어 있는 유압 구동기(미도시)를 구동 및 제어하는 구동기 제어 서보(Actuator Control Servo: ACS) 모듈(113)과, 각종 정보 및 운용 프로그램의 저장을 위한 메모리(114a)(114b)(115)를 포함한다. 또한, 각 채널은 CCDL(Cross Channel Data Link: 채널간 데이터 연계)을 통해 각종 센서로부터 입력되는 신호를 상호 공유하고 보팅(voting)과 고장 모니터링을 통해 시스템이 항상 안전한 상태를 유지할 수 있도록 관리한다. 상기 제어면(118)으로는 수평 미익(尾翼)(Horizontal Tail:HT), 보조익(Flap 또는 aileron:FL), 방향타(rudder), LEF(Leading Edge Flap) 등이 포함될 수 있다. The main flight control computer 110 is composed of three channels in order to increase the reliability, each channel is analog / discrete (analog / discrete) signal and main flight input from various sensors (not shown) installed in the aircraft An input / output signal processor 111 for processing signals output from the control computer 110 to the various sensors, a CPU 112 for executing flight operation programs such as flight control law calculation and fault monitoring, and each control surface ( An actuator control servo (ACS) module 113 for driving and controlling a hydraulic actuator (not shown) connected to the control surfaces 118, and a memory 114a for storing various information and operation programs. 114b and 115. In addition, each channel shares signals input from various sensors through cross channel data link (CCDL) and manages the system to maintain a safe state through voting and fault monitoring. The control surface 118 may include a horizontal tail (HT), a flap or aileron (FL), a rudder, a leading edge flap (LEF), and the like.

또한, 이상과 같은 주 비행제어 컴퓨터(110)는 상기 전환장치 컴퓨터(120) 및 상기 비행제어 시험용 제어 패널(130)과의 통신을 위한 각각의 대응하는 통신 인터페이스를 더 포함한다. In addition, the main flight control computer 110 as described above further includes a respective communication interface for communication with the switching device computer 120 and the flight control test control panel 130.

상기 주 비행제어 컴퓨터(110)와 상기 전환장치 컴퓨터(120) 간의 통신을 위한 통신 인터페이스(116)로는 군용 항공기 표준 통신체계로 규정된 "MIL-STD-1553B" 통신 방식이 적용된 FCS(Flight Control System:비행 제어 계통) 1553 MUX (멀티플렉서)(도 1에는 "FCS 1553 BC"로 표기되어 있는 바, 여기서의 BC는 Bus Control의 약자로서, 후술되는 전환장치 컴퓨터측의 "FCS 1553 RT(원격 단말기)"에 대응하는 의미에서 BC라는 약어를 붙임)가 이용될 수 있고, 상기 주 비행제어 컴퓨 터(110)와 상기 비행제어 시험용 제어 패널(130)과의 통신을 위한 통신 인터페이스(117)로는 RS-422 인터페이스가 이용될 수 있다.As a communication interface 116 for communication between the main flight control computer 110 and the switching device computer 120, a flight control system applied with a "MIL-STD-1553B" communication method defined as a military aircraft standard communication system. Flight control system 1553 MUX (multiplexer) (FIG. 1 is denoted as "FCS 1553 BC", where BC is an abbreviation of Bus Control, and the "FCS 1553 RT (remote terminal) on the switching device computer side described later.) May be used, and RS- is used as a communication interface 117 for communication between the main flight control computer 110 and the control panel 130 for the flight control test. 422 interface may be used.

또한, 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)에 탑재된 비행제어법칙 소프트웨어는 기설정된 작업 과정 외에 시험 대상 비행제어법칙 소프트웨어의 시험과 관련하여 다음의 작업 과정들을 더 포함할 수 있다.In addition, the flight control law software mounted on the main flight control computer 110 may further include the following operation processes in connection with the test of the flight control law software to be tested in addition to the predetermined operation process.

1) 비행제어법칙 기본 데이터를 주 비행제어 컴퓨터(110)로부터 상기 전환장치 컴퓨터(120)로 전송하기 위하여 변수 형태를 실수형에서 정수형으로 변환하는 작업. 1) Converting the variable form from real type to integer type in order to transfer the flight control law basic data from the main flight control computer 110 to the switching device computer 120.

2) 변환된 데이터를 지정된 메모리 영역에 저장하고 데이터 전송을 지시하는 작업. 2) Saving the converted data in the designated memory area and instructing data transfer.

3) 상기 전환장치 컴퓨터(120)로부터 전송된 데이터를 읽어서 지정된 메모리에 저장하는 작업.3) reading the data transmitted from the switching device computer 120 and storing it in a designated memory.

4) 상기 전환장치 컴퓨터(120)로부터의 데이터 전송이 완료될 때까지, 주 비행제어 컴퓨터(110)가 대기 함수를 수행하면서 대기하는 작업.4) Waiting while the main flight control computer 110 performs the standby function until the data transmission from the diverter computer 120 is completed.

5) 상기 전환장치 컴퓨터(120)로부터 전송된 데이터의 변수 형태를 정수형에서 실수형으로 변환하고, 전환 명령에 따라 선정된 데이터를 특정 메모리 번지에 저장하는 작업.5) converting a variable form of data transmitted from the switching device computer 120 from an integer type to a real type, and storing the selected data in a specific memory address according to the switching command.

또한, 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)로부터 상기 전환장치 컴퓨터(120)로 전송되는 비행제어에 필요한 기본 데이터는 항공기 운동 정보, 공기 자료 정보, 조종사 제어 명령, 비행제어법칙 연산을 위한 노트(note) 정보, 전환 상태 정보, 프레 임 카운터 정보를 포함할 수 있다.In addition, the basic data required for flight control transmitted from the main flight control computer 110 to the switching device computer 120 is aircraft motion information, air data information, pilot control commands, notes for calculating flight control laws Information, switching state information, and frame counter information.

또한, 상기 비행제어에 필요한 기본 데이터를 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)로부터 상기 전환장치 컴퓨터(120)로 전송함에 있어서, 주 비행제어 컴퓨터(110)는 CCDL(Cross Channel Data Link:채널간 데이터 연계)을 통해 항공기에 설치된 각종 센서로부터의 입력 데이터에 대한 보팅(voting) 및 고장 모니터링을 통해 대표성을 갖는 정상 센서의 입력 데이터를 선정한 후, 이를 통신 메시지로 포맷팅 (formating)하여 상기 전환장치 컴퓨터(120)로 전송한다.In addition, in transferring the basic data necessary for the flight control from the main flight control computer 110 to the switching device computer 120, the main flight control computer 110 is a CCDL (Cross Channel Data Link) Selects input data of a representative sensor having representativeness through voting and fault monitoring of input data from various sensors installed in the aircraft, and formats the data into a communication message to format the communication device 120 To send).

상기 전환장치 컴퓨터(120)에는 시험 대상 비행제어법칙 소프트웨어가 탑재되며, 이러한 전환장치 컴퓨터(120)는 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)로부터 비행제어에 필요한 기본 데이터를 제공받아 시험 대상 비행제어법칙을 연산하고, 그 연산 결과에 따른 제어 명령 및 정보를 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)로 전송한다. The switching device computer 120 is equipped with the test object flight control law software. The switching device computer 120 receives the basic data necessary for flight control from the main flight control computer 110 and receives the test object flight control law. The control command and information according to the calculation result are transmitted to the main flight control computer 110.

여기서, 이상과 같은 전환장치 컴퓨터(120)는 상호 독립된 3개의 채널로 구성되며, 각 채널은 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)와의 데이터 통신을 위한 통신 인터페이스(121)와, 상기 통신 인터페이스(121)를 통해 상기 주 비행제어 컴퓨터 (110)와 상호 송/수신하는 공유 데이터 및 정보의 저장을 위한 공유 메모리(122)와, 상기 통신 인터페이스(121)를 통해 수신한 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)로부터의 비행제어에 필요한 기본 데이터를 바탕으로 시험 대상 비행제어법칙을 연산하고, 그 연산 결과에 따른 제어 명령 및 정보를 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)로 전송하는 CPU(123)와, CPU(123)의 셋팅 및 제어와 전환장치 컴퓨터(120)의 기능 점검을 수행하는 시험장비와의 통신을 위해 이산 신호 입/출력 포트(124) 및 이더넷 통 신 인터페이스(126)를 포함한다.Here, the switching device computer 120 as described above is composed of three independent channels, each channel is a communication interface 121 for data communication with the main flight control computer 110 and the communication interface 121 From the main flight control computer 110 received through the communication memory 121 and the shared memory 122 for the storage of shared data and information mutually transmitted and received with the main flight control computer 110 through the The CPU 123 and the CPU 123 which calculate the flight control law to be tested based on the basic data necessary for flight control of the controller, and transmit control commands and information according to the calculation result to the main flight control computer 110. It includes a discrete signal input / output port 124 and an Ethernet communication interface 126 for communication with test equipment that performs the setting and control of the control device and the switching device computer 120.

이상과 같은 전환장치 컴퓨터(120)는 CCDL 개념 없이 상호 독립된 3개의 채널로 구성되어 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)의 각 채널과 인터페이스 되도록 구성된다. 이러한 전환장치 컴퓨터(120)의 경우에는 이미 상기 주 비행제어 컴퓨터 (110)에서 CCDL을 통해 보팅과 고장 모니터링 과정을 거친 기본 데이터를 입력받도록 구성되어 있기 때문에 CCDL의 적용이 불필요하다. 따라서, 전환장치 컴퓨터 (120)의 하드웨어 및 소프트웨어 구조를 단순화할 수 있게 된다.The above-described switching device computer 120 is composed of three independent channels without the CCDL concept is configured to interface with each channel of the main flight control computer 110. In the case of the switching device computer 120, the application of the CCDL is unnecessary because the main flight control computer 110 is configured to receive basic data through voting and failure monitoring through the CCDL. Thus, the hardware and software structure of the diverter computer 120 can be simplified.

또한, 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)와의 데이터 통신을 위해 전환장치 컴퓨터(120)는 주 비행제어 컴퓨터(110)가 통제하는 FCS 1553 MUX(116)의 원격 단말기(remote terminal)(121)로 설정된다. In addition, the switching device computer 120 is configured as a remote terminal 121 of the FCS 1553 MUX 116 controlled by the main flight control computer 110 for data communication with the main flight control computer 110. do.

더 나아가, 상기 전환장치 컴퓨터(120)는 시험대상 비행제어법칙 소프트웨어와 자신의 컴퓨터 시스템 운용과 관련된 프로그램 및 각종 데이터의 저장을 위한 메모리(125)를 포함한다. Furthermore, the switching device computer 120 includes the flight control law software under test and a memory 125 for storing programs and various data related to the operation of the computer system thereof.

또한, 상기 전환장치 컴퓨터(120)로부터 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)로 전송되는 시험 대상 비행제어법칙의 연산 결과에 따른 제어 명령 및 정보는 수평 미익(尾翼), 보조익(flaperon), 방향타(rudder)의 구동기 제어 명령과 전환장치 컴퓨터(120)의 건강 상태 정보(CBIT(Continuous Built In Test:지속적 자가 진단 시험) 결과), 프레임 카운터 정보를 포함할 수 있다.In addition, the control command and information according to the calculation result of the test object flight control law transmitted from the switching device computer 120 to the main flight control computer 110 is a horizontal tail, flaperon, rudder Driver control command, health status information (continuous self-diagnostic test (CBIT) result) of the switching device computer 120, and frame counter information.

또한, 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)의 실시간 연산 능력 및 프레임 갱신율의 저하를 방지하기 위하여, 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)와 상기 전환장치 컴퓨 터(120) 간에는 동기화가 이루어지며, 이 동기화는 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)와 상기 전환장치 컴퓨터(120) 간에 별도의 동기화 신호를 추가함 없이, 1553 통신 인터페이스의 CPU 인터럽트(interrupt) 기능을 이용하여 상기 주 비행제어 컴퓨터 (110)에서 전송된 비행제어법칙 입력 데이터를 상기 전환장치 컴퓨터(120)가 데이터 수신을 완료함과 동시에 상기 전환장치 컴퓨터(120)의 1553 통신 제어 칩이 상기 전환장치 컴퓨터(120)의 CPU를 인터럽트 시킴으로써 상기 전환장치 컴퓨터(120)가 새로운 프레임을 시작하게 하고, 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)의 소프트웨어 태스크 스케쥴링(task scheduling) 설계를 통해 이루어질 수 있다.In addition, the synchronization between the main flight control computer 110 and the switching device computer 120 is made in order to prevent a decrease in the real-time computing power and the frame update rate of the main flight control computer 110, this synchronization Is transmitted from the main flight control computer 110 using a CPU interrupt function of the 1553 communication interface without adding a separate synchronization signal between the main flight control computer 110 and the switching device computer 120. The switching device computer 120 completes the reception of the received flight control law input data and at the same time the 1553 communication control chip of the switching device computer 120 interrupts the CPU of the switching device computer 120. The computer 120 starts a new frame, and the software task scheduling design of the main flight control computer 110 You can break them.

상기 비행제어 시험용 제어 패널(130)은 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)에 탑재된 소프트웨어의 비행제어법칙 또는 상기 전환장치 컴퓨터(120)에 탑재된 소프트웨어의 비행제어법칙에 따라 비행제어를 수행하기 위한, 조종사로부터의 비행제어법칙 전환 명령 및 각종 제어 명령을 입력받아 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)로 전송한다.The flight control test control panel 130 is for performing the flight control according to the flight control law of the software mounted on the main flight control computer 110 or the software mounted on the switching device computer 120. The controller receives the flight control law switching command and various control commands from the pilot and transmits them to the main flight control computer 110.

이상과 같은 상기 비행제어 시험용 제어 패널(130)은 도 2에 도시된 바와 같이, 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)에 탑재된 소프트웨어의 비행제어법칙 또는 상기 전환장치 컴퓨터(120)에 탑재된 소프트웨어의 비행제어법칙에 따라 비행제어가 수행될 수 있도록 하기 위한 전환 명령의 선택을 위한 전환 명령 선택 스위치(131)와, 전환 명령에 따른 비행제어법칙의 전환이 정상적으로 이루어졌는지의 여부를 표시하는 표시 램프(132)로 구성된다. 비행제어 시험용 제어 패널(130)은 이 밖에도 항공기 지상시험 중 특정 제어면의 구동기를 선택하여 시험 입력 데이터를 입력 할 수 있는 제어면 선택 스위치(133)와, 제어면을 구동하는 구동기에 대칭/비대칭 동작 명령을 인가하기 위한 모드 선택 스위치(134)를 포함한다.As shown in FIG. 2, the flight control test control panel 130 may include the flight control law of the software mounted on the main flight control computer 110 or the software mounted on the switching device computer 120. A switch command selection switch 131 for selecting a switch command for allowing flight control to be performed according to the flight control law, and an indicator lamp indicating whether the switch of the flight control law has been normally performed according to the switch command ( 132). The flight control test control panel 130 further includes a control plane selection switch 133 for inputting test input data by selecting a driver of a specific control plane during the ground test of the aircraft, and a symmetry / asymmetry for the driver for driving the control plane. And a mode selection switch 134 for applying an operation command.

그러면, 이상과 같은 구성을 갖는 본 발명에 따른 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치의 동작 및 그 장치에 의한 비행제어법칙 소프트웨어 시험 방법에 대하여 설명해 보기로 한다.Then, the operation of the flight control law software test apparatus having the above configuration and the flight control law software test method by the apparatus will be described.

도 3은 본 발명에 따른 비행제어법칙 소프트웨어 시험 방법의 실행 과정을 전체적으로 보여주는 흐름도이다.Figure 3 is a flow chart showing the overall execution of the flight control law software test method according to the present invention.

도 3을 참조하면, 본 발명에 따른 비행제어법칙 소프트웨어 시험 방법은 전술한 바와 같은 이미 검증된 비행제어법칙 소프트웨어가 탑재된 주 비행제어 컴퓨터(110)와, 시험 대상 비행제어법칙 소프트웨어가 탑재된 전환장치 컴퓨터(120)와, 비행제어법칙 전환 명령 및 각종 제어 명령의 입력을 위한 비행제어 시험용 제어 패널(130)을 포함하는 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치(100)에 의한 비행제어법칙 소프트웨어 시험 방법으로서, 먼저 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치(100)의시스템에 전원을 인가하고 시스템을 초기화 한다(단계 S310). 이때, 시스템의 전원 인가 순서는 전환장치 컴퓨터(120)에 먼저 전원을 인가한 후, 주 비행제어 컴퓨터 (110)의 전원을 인가하는 순서로 수행한다. 이러한 순서로 전원을 인가해야 전환장치 컴퓨터(120)가 주 비행제어 컴퓨터(110)의 1553 데이터 통신과 동기화가 정상적으로 이루어진다. 시스템의 초기상태에는 주 비행제어 컴퓨터(110)가 항공기를 제어하도록 초기화된다.Referring to FIG. 3, the flight control law software test method according to the present invention includes a main flight control computer 110 equipped with already-proven flight control law software as described above, and a switch in which the flight control law software under test is mounted. A flight control law software testing method by a flight control law software testing device 100 comprising a device computer 120 and a flight control test control panel 130 for inputting flight control law switching commands and various control commands, First, power is applied to the system of the flight control law software test apparatus 100 and the system is initialized (step S310). At this time, the power supply order of the system is performed in the order of applying power to the switching device computer 120 first, and then to the power supply of the main flight control computer 110. Power should be supplied in this order so that the switching device computer 120 can synchronize with the 1553 data communication of the main flight control computer 110 normally. In the initial state of the system, the main flight control computer 110 is initialized to control the aircraft.

초기화가 완료되면, 주 비행제어 컴퓨터(110)의 비행제어법칙을 이용하여 항 공기를 이륙시킨 후 다양한 기동을 수행하면서 비행성(비행제어법칙)을 점검하고(단계 S311), 주 비행제어 컴퓨터(110)의 비행제어법칙이 정상 작동하는지를 판별한다(단계 S312). 이 판별에서, 주 비행제어 컴퓨터(110)의 비행성이 정상(비행제어법칙이 정상 작동)이 아니거나 항공기에 결함이 발생된 경우 시험을 중단하고, 결함의 원인을 분석한다(단계 S313).When the initialization is completed, take off the aircraft using the flight control law of the main flight control computer 110, and then check the flightability (flight control law) while performing various maneuvers (step S311), the main flight control computer ( It is determined whether the flight control law of 110 is operating normally (step S312). In this determination, if the flightability of the main flight control computer 110 is not normal (the flight control law is normal operation) or a defect occurs in the aircraft, the test is stopped and the cause of the defect is analyzed (step S313).

한편, 상기 단계 S312의 판별 결과, 주 비행제어 컴퓨터(110)의 비행성이 정상(비행제어법칙이 정상 작동)으로 판별되면, 전환장치 컴퓨터(120)의 비행제어법칙을 실험하기 위한 비행속도와 고도 조건에서 수평비행을 수행하여 전환장치 컴퓨터(120)의 비행제어법칙으로 전환할 준비를 하고, 실험하고자 하는 비행속도와 고도 조건의 수평비행상태에서 비행제어 시험용 제어 패널(130)을 통해 조종사에 의해 비행제어법칙 전환 명령을 입력하여 항공기의 비행 제어 권한을 주 비행제어 컴퓨터(110)에서 전환장치 컴퓨터(120)로 전환한다(단계 S314). 여기서, 이때의 비행제어법칙 전환 명령 입력 절차를 상술하면 다음과 같다.On the other hand, when the determination result of the step S312, if the flightability of the main flight control computer 110 is determined to be normal (flight control law is normal operation), the flight speed for experimenting with the flight control law of the switching device computer 120 and Prepare to switch to the flight control law of the switching device computer 120 by performing a horizontal flight in the altitude conditions, and to the pilot through the control panel 130 for flight control test in the horizontal flight state of the flight speed and altitude conditions to be tested By inputting the flight control law switching command by the control unit to switch the flight control authority of the aircraft from the main flight control computer 110 to the switching device computer 120 (step S314). Here, the flight control law switching command input procedure in this case in detail as follows.

조종사가 비행제어 시험용 제어 패널(130)의 파라미터 선택부(parameter select)에서 "98번" 파라미터로 셋팅한 후, 전환 명령 선택 스위치(131)를 "ENBL (enable)" 위치로 조작하면, 비행제어법칙이 주 비행제어 컴퓨터(110) 측의 비행제어법칙에서 전환장치 컴퓨터(120) 측의 비행제어법칙으로 전환되고, 이때 표시 램프(132)가 점등되면서 전환이 정상적으로 이루어졌음을 표시하며, 이를 통해 조종사는 전환이 정상적으로 이루어졌음을 인지하게 된다.If the pilot sets the parameter "No. 98" in the parameter selector of the flight control test control panel 130 and then operates the switch command selection switch 131 to the "ENBL (enable)" position, the flight control is performed. The law is converted from the flight control law of the main flight control computer 110 side to the flight control law of the switching device computer 120 side, at this time, the indicator lamp 132 is lit, indicating that the conversion was made normally, The pilot will notice that the transition is normal.

이렇게 하여 비행제어법칙의 전환이 이루어지면, 비행제어법칙의 전환 과정 에서 항공기의 비행안정성이 유지되는지(단계 S315), 비행제어법칙의 전환이 수행되는 천이 과정에서 항공기가 조종사의 조종명령에 따라 정상적으로 조종이 되는지(단계 S316), 비행제어법칙의 전환이 완료된 후 전환 상태가 정상적으로 지시되는지를 확인한다(단계 S317).In this way, if the flight control law is switched, whether the flight stability of the aircraft is maintained in the process of switching the flight control law (step S315), or during the transition process of switching the flight control law, the aircraft normally operates according to the pilot's command. It is checked whether it is controlled (step S316) and whether the switching state is normally indicated after the switching of the flight control law is completed (step S317).

상기의 일련의 확인 과정에서 결함이 발견되면 즉시 시험을 중단하고, 주 비행제어 컴퓨터(110)의 비행제어법칙으로 항공기의 비행제어 권한을 전환한 후, 결함의 원인을 분석한다(단계 S313). If a defect is found in the above-described series of checks, the test is stopped immediately, the flight control authority of the aircraft is switched to the flight control law of the main flight control computer 110, and the cause of the defect is analyzed (step S313).

그리고, 상기의 일련의 확인 과정에서 모든 과정이 정상인 경우, 다양한 기동을 수행하면서 전환장치 컴퓨터의 비행제어법칙으로 항공기의 비행성을 점검하고(단계 S318), 비행성이 정상인지를 판별한다(단계 S319). 이 판별에서 항공기의 거동이 예상을 벗어나는 이상 현상이 발생하면, 즉시 시험을 중단하고 주 비행제어 컴퓨터(110)의 비행제어법칙으로 항공기의 비행제어 권한을 전환한 후, 결함의 원인을 분석한다(단계 S313). If all of the processes are normal in the above series of checking processes, the flight control law of the switching device computer is checked while performing various maneuvers (step S318) to determine whether the flight is normal (step S318). S319). In this determination, if an abnormality occurs in which the behavior of the aircraft is unexpected, the test is stopped immediately, and the flight control authority of the aircraft is switched to the flight control law of the main flight control computer 110, and the cause of the defect is analyzed ( Step S313).

상기 단계 S319의 판별 결과, 비행성이 정상으로 판별되면, 수평비행 상태를 유지한 후 비행제어 시험용 제어 패널(130)을 통해 조종사에 의해 비행제어법칙 전환 명령을 입력하여 항공기의 비행 제어 권한을 전환장치 컴퓨터(120)에서 다시 주 비행제어 컴퓨터(110)로 전환한다(단계 S320). 이때, 비행제어법칙 전환 명령 입력 절차를 상술하면 다음과 같다. As a result of the determination in step S319, if the flightability is determined to be normal, the flight control authority of the aircraft is switched by inputting a flight control law switching command by the pilot through the flight control test control panel 130 after maintaining the horizontal flight state The device computer 120 switches back to the main flight control computer 110 (step S320). At this time, the flight control law switching command input procedure in detail as follows.

조종사가 비행제어 시험용 제어 패널(130)의 전환 명령 선택 스위치(131)를 "DSBL(disable)" 위치로 조작하면, 비행제어법칙이 전환장치 컴퓨터(120) 측의 비 행제어법칙에서 주 비행제어 컴퓨터(110) 측의 비행제어법칙으로 전환되고, 이때 표시 램프(132)가 소등되며, 이를 통해 조종사는 전환이 정상적으로 이루어진 것을 인지하게 된다.When the pilot operates the switch command selection switch 131 of the flight control test control panel 130 to the "DSBL (disable)" position, the flight control law is controlled by the flight control law on the switching device computer 120 side. Switch to the flight control law on the computer 110 side, at which time the indicator lamp 132 is turned off, through which the pilot recognizes that the switch is normally made.

이후, 비행제어법칙의 전환 과정에서 상기 단계 S315~S317의 과정과 동일한 과정을 거치면서 비행제어법칙이 전환장치 컴퓨터(120)에서 주 비행제어 컴퓨터 (110)로 정상적으로 전환되는지 확인한다(단계 S321). 이 확인에서 비행제어법칙이 정상적으로 전환되지 않으면, 즉시 시험을 종료하고 원인을 분석한다(단계 S313).Thereafter, the flight control law checks whether the flight control law is normally converted from the switching device computer 120 to the main flight control computer 110 in the process of switching the flight control law through steps S315 to S317 (step S321). . If the flight control law does not change normally in this confirmation, the test is terminated immediately and the cause is analyzed (step S313).

그리고, 상기 단계 S321의 확인에서, 비행제어법칙이 정상적으로 전환되면, 항공기를 착륙시키고 시험을 종료한다.Then, in the confirmation of step S321, if the flight control law is normally switched, the aircraft is landed and the test is terminated.

도 4는 주 비행제어 컴퓨터와 전환장치 컴퓨터 간에 상호 전환 명령을 입력하면서 도 3의 단계 S315~S316 항목을 시험한 그래프를 예로서 나타낸 것이다. FIG. 4 shows an example of a graph in which items S315 to S316 of FIG. 3 are tested while inputting a switching command between a main flight control computer and a switching device computer.

도 4에서 최상위에 도시된 그래프는 조종사의 피치 축 조종 명령을 나타내며, 위에서 두 번째 그래프는 항공기를 제어하는 비행제어법칙이 3초와 18초에 주 비행제어 컴퓨터(Primary)에서 전환장치 컴퓨터(Research)로 전환된 후 다시 주 비행제어 컴퓨터(Primary)로 전환된 것을 나타낸다. 최하위의 그래프는 항공기의 피치 축 운동에 따른 수직 가속도(Ng)를 중력의 배수로 나타내고 있다. The graph shown at the top of FIG. 4 represents the pilot's pitch axis control command, and the second graph from the top shows that the flight control law that controls the aircraft is performed by the switching device computer from the primary flight control computer (Primary) at 3 and 18 seconds. ), Then back to the main flight control computer (Primary). The lowest graph shows the vertical acceleration (Ng) as a multiple of gravity, along the aircraft's pitch axis movement.

최하위 그래프를 살펴보면, 시간 3초에서 주 비행제어 컴퓨터(Primary)에서 전환장치 컴퓨터(Research)로 전환될 때 항공기가 1G에서 0.6G로 -0.4G 천이 응답을 보이나 페이더 로직에 의해 완만히 발생하고 조종사의 제어 명령 없이도 1G 수평비행 상태로 회복되는 것을 알 수 있다. 이를 통해 항공기가 전환이 이루어지는 동안 비행 안정성이 확보되는 것을 확인할 수 있다. 또한 시간 18초에서 전환장치 컴퓨터(Research)에서 주 비행제어 컴퓨터(Primary)로 전환될 때 조종사의 제어 명령에 따라 항공기가 정상적으로 조종되어 항공기 천이 응답이 -0.4G에서 -0.2G로 크게 감소됨을 확인할 수 있다.Looking at the lowest graph, when the aircraft switches from the main flight control computer (Primary) to the researcher (Research) at 3 seconds, the aircraft shows a -0.4G transition response from 1G to 0.6G, but is slowly generated by the fader logic and It can be seen that the vehicle returns to 1G level flight state without a control command. This confirms that flight stability is ensured during the aircraft transition. Also, at time 18 seconds, when switching from the researcher's computer to the main flight control computer (Primary), the aircraft is normally controlled by the pilot's control commands and the aircraft transition response is greatly reduced from -0.4G to -0.2G. Can be.

상기 도 3의 흐름도와 같은 절차에 따라 전환장치 컴퓨터에 탑재된 비행제어법칙을 성공적으로 실험하기 위해서는 두 컴퓨터 간 동기화가 반드시 이루어져야 한다. 본 발명에서는 도 5와 도 6에 도시된 바와 같이 1553 통신의 CPU 인터럽트 방식과 주 비행제어 컴퓨터와 전환장치 컴퓨터의 소프트웨어 태스크 스케쥴링(Task Scheduling) 설계를 통해 두 컴퓨터 간 동기화 문제를 해결하였다.In order to successfully test the flight control law installed in the switching device computer according to the procedure of the flowchart of FIG. 3, synchronization between the two computers must be performed. In the present invention, as shown in FIGS. 5 and 6, the synchronization problem between the two computers is solved through the CPU interrupt method of the 1553 communication and the software task scheduling design of the main flight control computer and the switching device computer.

여기서, 동기화와 관련하여 설명을 조금 더 부연해 보기로 한다. 종래의 기술에서는 두 컴퓨터 간 동기화를 위하여 디스크리트 신호를 이용한 방식이 적용된 바 있으나, 본 발명에서는 전술한 바와 같이 동기화를 위한 별도의 신호를 추가하지 않고 1553 통신 인터페이스의 CPU 인터럽트 기능을 활용하여 동기화를 수행하게 된다.Here, the explanation is further elaborated with respect to synchronization. In the prior art, a method using a discrete signal has been applied for synchronization between two computers, but in the present invention, as described above, the synchronization is performed by using a CPU interrupt function of the 1553 communication interface without adding a separate signal for synchronization. Done.

도 5는 종래의 동기화 기술과 본 발명에 채용된 동기화 개념을 도식화하여 보여주는 도면이다. 5 is a diagram illustrating a conventional synchronization technique and a synchronization concept employed in the present invention.

종래 기술의 경우[(A)의 경우]는 프레임 동기 신호를 전환장치 컴퓨터 (SWMC)(120)로 전송하는 것에 반해, 본 발명의 경우[(B)의 경우]는 별도의 동기 신호를 이용하지 않고, 전술한 것처럼 1553 통신 인터페이스의 CPU 인터럽트 기능을 활용하여 주 비행제어 컴퓨터에서 전송된 비행제어법칙 입력 데이터를 전환장치 컴 퓨터가 데이터 수신을 완료함과 동시에 전환장치 컴퓨터의 1553 통신 제어 칩이 전환장치 컴퓨터의 CPU를 인터럽트 시킴으로써 동기화를 이루게 된다. 따라서 주 비행제어 컴퓨터(Pimary FLCC)(110)의 하드웨어의 변경이나 추가의 동기화 신호 없이 동기화를 용이하게 구현할 수 있다. 또한, 종래의 기술을 적용하였을 경우 전환장치 컴퓨터(SWMC)(120)에서 동기 신호를 수신한 후 비행제어법칙 입력 데이터를 수신할 때까지 별도의 작업(task)을 수행하지 않고 대기 상태를 유지해야 하지만, 본 발명의 경우 그와 같은 대기시간 없이 비행제어법칙 입력 데이터의 수신과 동시에 제어법칙 연산을 수행할 수 있기 때문에 전환장치 컴퓨터(SWMC)(120)의 CPU(123) 자원을 최대로 활용할 수 있게 된다.In the case of the prior art [in the case of (A)], the frame synchronization signal is transmitted to the switching device computer (SWMC) 120, whereas in the case of the present invention (in the case of (B)), no separate synchronization signal is used. Instead, as described above, the 1553 communication control chip of the switching device computer switches the flight control law input data transmitted from the main flight control computer by using the CPU interrupt function of the 1553 communication interface. Synchronization is achieved by interrupting the CPU of the device computer. Accordingly, synchronization can be easily implemented without changing or adding synchronization signals to hardware of the primary FLCC 110. In addition, when the conventional technique is applied, the standby state must be maintained without performing a separate task until receiving the synchronization control input data after receiving the synchronization signal from the switching device computer (SWMC) 120. However, in the present invention, since the control law calculation can be performed simultaneously with the reception of the flight control law input data without such waiting time, the CPU 123 resources of the switching device computer (SWMC) 120 can be utilized to the maximum. Will be.

도 6을 참조하여 본 발명의 동기화 설계 내용을 상세하게 설명해 보기로 한다. Referring to Figure 6 will be described in detail the synchronization design of the present invention.

도 6에서, 좌측은 주 비행제어 컴퓨터(110)의 한 프레임 내에서의 작업 (task) 수행 순서를 나타내고, 우측은 전환장치 컴퓨터(120)의 한 프레임 내에서의 작업(task) 수행 순서를 나타낸다. 주 비행제어 컴퓨터(110)의 프레임이 시작되면 우선 프레임 카운터를 1만큼 증가시킴으로써(S601), 새로운 프레임이 시작되었음을 기록한다. 그 후 각종 센서로부터 측정된 비행제어법칙 입력용 데이터에 대해 보팅(voting)과 고장 모니터를 통해 대표값을 선정하고(S602), 각 센서 입력 데이터에 이상이 없는지를 확인한다(S603). 이 확인에서 데이터에 이상(오류)이 있으면, 조종사의 비행제어법칙 전환 명령이 무시되어(S604), 항공기의 비행제어 권한이 전환장치 컴퓨터로 전환되는 것을 방지한다. 또한, 전환장치 컴퓨터(120)가 항공기의 비행제어 권한을 가지고 있는 상태에서 데이터 오류가 발견될 경우 조종사의 전환 명령 없이 자동적으로 주 비행제어 컴퓨터(110)의 비행제어법칙이 항공기를 제어하도록 제어법칙 전환이 이루어진다In FIG. 6, the left side shows a task execution order within one frame of the main flight control computer 110, and the right side shows a task execution order within one frame of the switching device computer 120. . When the frame of the main flight control computer 110 starts, first, by increasing the frame counter by 1 (S601), a new frame is recorded. Thereafter, a representative value is selected through voting and a fault monitor on the flight control law input data measured from various sensors (S602), and it is checked whether or not there is no abnormality in each sensor input data (S603). If there is an error (error) in the data in this confirmation, the pilot's flight control law switching command is ignored (S604), thereby preventing the aircraft's flight control authority from being switched to the switching device computer. In addition, if a data error is detected while the switching device computer 120 has the flight control authority of the aircraft, the control law such that the flight control law of the main flight control computer 110 automatically controls the aircraft without a pilot's switching command. The transition is made

한편, 상기 확인 단계(S603)에서의 확인 결과, 데이터에 이상이 없으면, 비행제어법칙 연산에 이용될 입력 데이터는 1553 통신을 통해 전환장치 컴퓨터(120)로 전송된다(S605).On the other hand, if there is no abnormality in the data as a result of the checking in step S603, input data to be used for flight control law calculation is transmitted to the switching device computer 120 through 1553 communication (S605).

비행제어법칙 연산에 이용될 입력 데이터가 1553 통신을 통해 전환장치 컴퓨터(120)로 전송되면, 도 5에 도시된 바와 같이 전환장치 컴퓨터(120)(SWMC)의 CPU가 인터럽트 되어 새로운 프레임을 시작하게 된다(S616). 그리고, 전환장치 컴퓨터 (120)도 주 비행제어 컴퓨터(110)와 마찬가지로 새로운 프레임이 시작되면 프레임 카운터를 1만큼 증가시켜(S617), 새로운 프레임이 시작되었음을 기록한다. 그 후 1553 데이터에 포함되어 있는 주 비행제어 컴퓨터(110)의 프레임 카운터 값을 확인하여 입력된 데이터를 처리하고(S618), 입력받은 데이터가 1553 통신 과정에서 에러가 없었는지, 그리고 데이터가 최신화되었는지 확인한다(S619,S621). 이 확인 과정에서 데이터의 오류 또는 최신화가 되지 않은 것이 확인되면, 결함을 선언하고 이를 1553 통신을 통해 주 비행제어 컴퓨터(110)로 전송한다(S620).When the input data to be used for flight control law calculation is transmitted to the switching device computer 120 through 1553 communication, the CPU of the switching device computer 120 (SWMC) is interrupted to start a new frame as shown in FIG. (S616). Then, like the main flight control computer 110, the switching device computer 120 also increments the frame counter by 1 when a new frame is started (S617), and records that the new frame is started. Thereafter, the frame counter value of the main flight control computer 110 included in the 1553 data is checked to process the input data (S618), and the input data has no error in the 1553 communication process, and the data is updated. Check whether it is (S619, S621). If it is confirmed that an error or data is not updated in this check process, it declares a defect and transmits it to the main flight control computer 110 through 1553 communication (S620).

그리고, 상기 확인 단계(S619)에서의 확인 결과, 전송받은 1553 데이터에 이상(오류)이 없으면 전환장치 컴퓨터(120)에 탑재된 비행제어법칙 연산을 수행하고(S622), 연산 결과 데이터와 CBIT(Continuous Built In Test) 결과를 주 비행제어 컴퓨터(110)의 요청에 의해 1553 데이터로 전송한다(S623). 여기서, CBIT는 전 환장치 컴퓨터(120)의 한 프레임 내에서 맨 마지막으로 수행되는 태스크(task)로서 네 프레임에 결쳐 점진적으로 수행되고, 수행 결과는 주 비행제어 컴퓨터(110)로 전송되는 1553 데이터에 포함되어 전송됨으로써 전환장치 컴퓨터(120)의 정상 기능 상태를 주 비행제어 컴퓨터(110)에 보고하는 기능을 한다.If there is no abnormality (error) in the received 1553 data as a result of the checking in step S619, the flight control law calculation mounted in the switching device computer 120 is performed (S622), and the calculation result data and the CBIT ( Continuous Built In Test) results are transmitted as 1553 data at the request of the main flight control computer 110 (S623). Here, CBIT is a task performed last in one frame of the switching device computer 120 and gradually performed in four frames, and the result is 1553 data transmitted to the main flight control computer 110. It is included in the transmission function to report the normal function state of the switching device computer 120 to the main flight control computer 110.

상기 단계 S623에서의 데이터 전송 후, CBIT 통과(pass) 여부를 확인하여 (S624), 통과했으면 프레임을 종료하고, 통과하지 못했으면 전환장치 컴퓨터 (SWMC)(120)의 결함을 선언하고(S625), 이에 대한 정보를 주 비행제어 컴퓨터(110)로 전송되는 1553 데이터에 포함시킨다.After the data transmission in step S623, it is checked whether the CBIT passes (S624), if it passes, the frame is terminated. If not, it declares a defect of the switching device computer (SWMC) 120 (S625). This information is included in the 1553 data transmitted to the main flight control computer 110.

한편, 전환장치 컴퓨터(120)가 상기 단계 S616~S625의 과정을 수행하는 동안 주 비행제어 컴퓨터(110)는 주 비행제어 컴퓨터에 탑재된 비행제어법칙의 연산을 수행한다(S606). 비행제어법칙의 연산을 종료한 후 주 비행제어 컴퓨터(110)는 전환장치 컴퓨터(120)로부터 1553 데이터 수신을 완료하는데 소요되는 안정적인 시간을 확보하기 위해 카운트(Count) 값이 T_CL 값에 이를 때까지 대기 루프를 실행한다(S607,S608). 이러한 설계 개념은 주 비행제어 컴퓨터(110)에 탑재되는 소프트웨어는 연산 속도가 규정된 범위 안에서 일정하게 유지되어야 하는 특성을 지니고 있기 때문에 적용이 가능한 설계 개념이다.Meanwhile, while the switching device computer 120 performs the processes of steps S616 to S625, the main flight control computer 110 performs calculation of flight control laws mounted on the main flight control computer (S606). After completion of the flight control law calculation, the main flight control computer 110 until the count value reaches the T_CL value in order to secure a stable time required to complete 1553 data reception from the switching device computer 120. The wait loop is executed (S607, S608). This design concept is a design concept that can be applied because the software mounted on the main flight control computer 110 has a characteristic that the operation speed must be kept within a prescribed range.

대기 루프를 종료한 후, 주 비행제어 컴퓨터(110)는 전환장치 컴퓨터(120)로부터 전송된 1553 데이터를 수신하여(S609), 전송받은 데이터가 1553 통신 과정에서 에러가 없었는지(S610), 전송된 데이터에 포함되어 있는 전환장치 컴퓨터(120)의 프레임 카운터 값을 확인하여 전송된 데이터가 최신화된 데이터인지 확인하고 (S611), 끝으로 전환장치 컴퓨터(120)의 CBIT 결과 값을 통해 전환장치 컴퓨터 (120)의 정상 상태 여부를 확인한다(S613). 이러한 확인 과정을 통해 오류가 발견되면 전환장치 컴퓨터(120)의 결함을 선언하고 조종사의 비행제어법칙 전환 명령이 무시되어(S612), 항공기의 비행제어 권한이 전환장치 컴퓨터로 전환되는 것을 방지한다. 또한, 전환장치 컴퓨터가 항공기의 비행제어 권한을 갖고 있는 상태에서 데이터 오류가 발견될 경우 조종사의 전환 명령 없이 자동적으로 주 비행제어 컴퓨터(110)의 비행제어법칙이 항공기를 제어하도록 제어법칙 전환이 이루어진다.After the end of the standby loop, the main flight control computer 110 receives the 1553 data transmitted from the switching device computer 120 (S609), and whether the received data was error in the 1553 communication process (S610), the transmission Check the frame counter value of the switching device computer 120 included in the received data to see if the transmitted data is the latest data (S611), and finally, the switching device through the CBIT result value of the switching device computer 120. Check whether the computer 120 is in a normal state (S613). If an error is found through this checking process, the defect of the switching device computer 120 is declared and the pilot's flight control law switching command is ignored (S612), thereby preventing the flight control authority of the aircraft from being switched to the switching device computer. In addition, if a data error is detected while the switching device computer has the flight control authority of the aircraft, control law switching is automatically performed so that the flight control law of the main flight control computer 110 controls the aircraft without a pilot's switching command. .

전환장치 컴퓨터(120)로부터 정상적으로 데이터를 전송받은 후에는 조종사의 제어법칙 전환 명령을 확인하여(S614), 선정된 제어법칙의 연산 결과 값을 해당 구동기에 인가하고, 이때 구동기의 급작스런 작동에 따른 항공기의 천이 응답을 완화하기 위한 페이더 로직이 수행된다(S615). After the data is normally transmitted from the switching device computer 120, the controller checks the control law switching command (S614), and applies the calculation result value of the selected control law to the driver, and at this time, the aircraft according to the sudden operation of the driver. Fader logic for mitigating the transition response is performed (S615).

도 7은 본 발명의 내용을 시스템의 차원에서 운용 모드의 변화 개념을 도식화하여 보여주는 도면이다.7 is a diagram illustrating the concept of the change of the operation mode in the context of the system of the present invention.

도 7을 참조하면, 본 발명의 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치 시스템의 특성상 주 비행제어 컴퓨터(Primary FLCC)(110)와 전환장치 컴퓨터(SWMC)(120)는 "정상(Normal) 모드"와 "대기(Stand-by) 모드"의 두 가지 모드 중의 어느 하나의 모드로 운용되게 된다. 즉, 임의의 시점에서 주 비행제어 컴퓨터(110)와 전환장치 컴퓨터(120) 중 실제로 항공기의 구동기를 제어하도록 선택된 컴퓨터가 "정상 모드"이고, 이때 나머지 다른 컴퓨터는 "대기 모드" 상태에 있게 된다. 여기서, 이와 같은 운용 모드는 조종사의 비행제어법칙 전환 명령에 따라 결정되며, 주 비행제어 컴퓨터(110)와 전환장치 컴퓨터(120)가 동시에 동일한 운용 모드에 있을 수는 없다. 예를 들면, 도 4에서 전환장치 컴퓨터(SWMC)(120)는 전원이 인가된 후 초기화 과정을 거치고 나면, "대기(Stand-by) 모드" 상태에서 운용되고, 주 비행제어 컴퓨터(Primary FLCC)(110)는 "정상(Normal) 모드" 상태에서 운용된다. 이러한 상태에서 조종사가 전환장치 컴퓨터(SWMC)(120) 비행제어법칙으로의 전환 명령을 인가하고, 전환장치 컴퓨터(SWMC)(120)가 정상 작동 상태에 있으면, 전환장치 컴퓨터 (SWMC)(120)는 "대기 모드" 상태에서 "정상 모드" 상태로 전환되고, 주 비행제어 컴퓨터(Primary FLCC)(110)는 "정상 모드" 상태에서 "대기 모드" 상태로 바뀌게 된다. 이 상태로 운용되다가, 조종사가 주 비행제어 컴퓨터(110) 비행제어법칙으로 전환 명령을 인가하거나 전환장치 컴퓨터(SWMC)(120)에 결함이 발생하면, 주 비행제어 컴퓨터(110)와 전환장치 컴퓨터(SWMC)(120) 간에는 다시 모드 전환이 이루어지게 된다. 이러한 운용 모드 설정 및 모드 전환 프로그램에 의해 전체 항공기의 비행제어 시스템은 안정적으로 작동할 수 있게 된다.Referring to FIG. 7, the primary flight control computer (Primary FLCC) 110 and the switching device computer (SWMC) 120 are referred to as "normal mode" and "standby" due to the characteristics of the flight control law software test system of the present invention. (Stand-by mode) will operate in either mode. That is, at any point in time the computer selected among the primary flight control computer 110 and the diverter computer 120 to actually control the driver of the aircraft is in the "normal mode", with the other computers in the "standby mode" state. . Here, the operation mode is determined according to the pilot's flight control law switching command, the main flight control computer 110 and the switching device computer 120 may not be in the same operation mode at the same time. For example, in FIG. 4, the switching device computer (SWMC) 120 is operated in a "stand-by mode" state after the initialization process after the power is applied, and is the primary flight control computer (Primary FLCC). 110 is operated in the "normal mode" state. In this state, if the pilot applies a switch command to the switch computer (SWMC) 120 flight control law, and the switch computer (SWMC) 120 is in the normal operating state, the switch computer (SWMC) 120 Is switched from the "standby mode" state to the "normal mode" state, and the primary flight control computer (Primary FLCC) 110 is changed from the "normal mode" state to the "standby mode" state. If the pilot operates in this state and the pilot applies a switch command to the main flight control computer 110 flight control law or a defect occurs in the switch device computer (SWMC) 120, the main flight control computer 110 and the switching device computer. The mode switching is again performed between the (SWMC) (120). This operating mode setting and mode switching program allows the flight control system of the entire aircraft to operate stably.

한편, 이상과 같은 일련의 과정에 있어서, 조종사의 전환 명령에 따라 항공기를 제어하는 비행제어법칙이 주 비행제어 컴퓨터(110)와 전환장치 컴퓨터(120) 간에 상호 전환이 이루어지는 경우, 비행제어 연산의 불연속적인 변화로 인하여 항공기가 급격한 거동을 함으로써 비행 안전성이 저하될 수 있다. 따라서, 본 발명의 방법은 이러한 문제를 해결하기 위하여 주 비행제어 컴퓨터(110)와 전환장치 컴퓨터(120)에 각각 채용된 서로 다른 비행제어법칙 간의 전환 시 구동기 제어명령에 대한 페이더(fader) 설계 개념 및 비행제어법칙 대기 모드 설계 개념을 도입한다.On the other hand, in the series of processes described above, when the flight control law for controlling the aircraft according to the pilot's switching command is switched between the main flight control computer 110 and the switching device computer 120, the flight control operation Discontinuous changes can result in drastic behavior of the aircraft, which can reduce flight safety. Therefore, the method of the present invention is a fader design concept for the driver control command when switching between different flight control laws employed in the main flight control computer 110 and the switching device computer 120 to solve this problem. And the concept of flight control law standby mode design.

< 페이더 설계 개념 > Fader Design Concepts

비행제어법칙 전환 명령의 수신에 따라, 상기 주 비행제어 컴퓨터와 상기 전환장치 컴퓨터에 각각 채용된 서로 다른 비행제어법칙 간의 전환에 있어서, 페이더는 임의의 △T의 시간 동안 비행제어법칙 A(예컨대, 주 비행제어 컴퓨터(110)측의 비행제어법칙)에서 비행제어법칙 B(전환장치 컴퓨터(120) 측의 비행제어법칙)로 전환 시, 비행제어법칙 A의 구동기 제어 명령은 100%에서 0%로 선형적으로 감소시키고, 비행제어법칙 B의 구동기 제어 명령은 0%에서 100%로 선형적으로 증가시킴으로써, 두 비행제어법칙 간의 구동기 제어 명령에 대한 차이(

)를 부드럽게 상쇄시키는 설계 개념이다. 이를 수식으로 표현하면 다음과 같다.Upon receipt of a flight control law switching command, in switching between the different flight control laws respectively employed in the main flight control computer and the diverter device computer, the fader is a flight control law A (e.g., When switching from the flight control law of the main flight control computer 110) to flight control law B (the flight control law of the switching device computer 120), the driver control command of the flight control law A is changed from 100% to 0%. Decreases linearly, and the driver control command of flight control law B increases linearly from 0% to 100%, so that the difference

This is a design concept that smoothly cancels). If this is expressed as an expression, it is as follows.

여기서, δ는 구동기에 인가되는 구동기 제어 입력, δ_A, δ_B는 각각 비행제어법칙 A, B의 구동기 제어 명령, ΔT는 비행제어법칙 간 전환이 이루어지는 과도 기간, Δt는 과도 기간 동안 0(zero)에서 ΔT까지 선형적으로 증가하는 카운터를 각각 나타낸다. Where δ is the driver control input applied to the driver, δ _A and δ _B are the driver control commands of flight control laws A and B, respectively, ΔT is a transient period during which the transition between flight control laws is made, and Δt is zero during the transient period. Counters that linearly increase from ΔT to ΔT, respectively.

도 8은 본 발명의 방법에 따라 페이더 설계 개념을 적용하였을 때, 비행제어법칙 전환 시 구동기 제어명령의 변화를 그래프로 나타낸 것이다. 8 is a graph showing the change of the driver control command when the flight control law is changed when the fader design concept is applied according to the method of the present invention.

도 8을 통해서도 알 수 있는 바와 같이, 페이더가 작용하면서 비행제어법칙 A, B의 두 구동기의 제어명령의 차이가 부드럽게 상쇄되는 것을 확인할 수 있다.As can be seen from FIG. 8, it can be seen that the fader acts to smoothly offset the difference between the control commands of the two drivers of flight control laws A and B. FIG.

<대기 모드 설계 개념> <Standby mode design concept>

조종사는 주 비행제어 컴퓨터(110)의 비행제어법칙과 전환장치 컴퓨터(120)의 비행제어법칙 중 어느 하나의 비행제어법칙을 선택하여 항공기를 조종하기 때문에, 비행제어법칙 전환 명령의 수신에 따라, 상기 주 비행제어 컴퓨터(110)와 상기 전환장치 컴퓨터(120)에 각각 채용된 서로 다른 비행제어법칙 간의 전환 시, 선택되지 않은 비행제어법칙(대기 모드 비행제어법칙)의 전향 경로(forward path) 상에 적분기가 존재하는 경우 오차 누적에 따른 구동기 제어 명령의 발산이 야기될 수 있다. 따라서 대기 모드 설계는 이러한 발산을 방지하기 위하여 대기 모드 상태에서 적분기를 서서히 "0(zero)"으로 수렴시키는 제로 리셋의 설계 개념이다.Since the pilot controls the aircraft by selecting one of the flight control law of the main flight control computer 110 and the flight control law of the switching device computer 120, according to the reception of the flight control law switching command, When switching between different flight control laws employed in the main flight control computer 110 and the switching device computer 120, the forward path of the unselected flight control law (standby mode flight control law) If there is an integrator at, the divergence of driver control command due to error accumulation may be caused. Therefore, standby mode design is a design concept of zero reset in which the integrator gradually converges to "zero" in the standby mode to prevent such divergence.

도 9는 본 발명의 방법의 구현을 위해 채용되는 대기모드 제어블록선도(A) 및 대기 모드의 특성 그래프(B)이다.9 is a standby mode control block diagram A and a characteristic graph B of a standby mode employed for the implementation of the method of the present invention.

도 9를 참조하면, 제어블록선도(A)에서 대기모드 상태가 되면, Note 스위치(701)가 작동(본 도면에서는 하향 작동)하여 피치 적분기 입력(Pitch Integrator Input)이 차단되고, 자체 루프에 의하여 적분기가 0(zero)으로 서서히 리셋(reset) 된다. (B)의 그래프는 이러한 대기모드 설계 특성에 따라 PFCS(Primary FLCC 비행제어법칙)의 HT(수평미익 변위각도)가 "0(zero)"으로 수렴되는 것을 보여준다.Referring to FIG. 9, when the control block diagram A is in the standby mode, the note switch 701 is operated (downward operation in this drawing) to block the pitch integrator input, and by a self loop. The integrator is slowly reset to zero. The graph in (B) shows that the horizontal tail displacement angle (HT) of PFCS (Primary FLCC Flight Control Law) converges to "zero" according to this standby mode design characteristic.

이상, 바람직한 실시예를 통하여 본 발명에 관하여 상세히 설명하였으나, 본 발명은 이에 한정되는 것은 아니며, 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 다양하게 변경, 응용될 수 있음은 당업자에게 자명하다. 따라서, 본 발명의 진정한 보호 범위는 다음의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술적 사상은 본 발명의 권리 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.As mentioned above, although the present invention has been described in detail with reference to the preferred embodiment, the present invention is not limited thereto, and it will be apparent to those skilled in the art that various changes and applications can be made without departing from the technical spirit of the present invention. Therefore, the true protection scope of the present invention should be interpreted by the following claims, and all technical ideas within the equivalent scope should be construed as being included in the scope of the present invention.

도 1은 본 발명에 따른 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치의 전체적인 시스템 구성을 개략적으로 보여주는 도면.1 is a view schematically showing the overall system configuration of the flight control law software test apparatus according to the present invention.

도 2는 본 발명에 따른 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치의 비행제어 시험용 제어 패널의 구성을 보여주는 도면.2 is a view showing the configuration of a control panel for flight control test of the flight control law software test apparatus according to the present invention.

도 3은 본 발명에 따른 비행제어법칙 소프트웨어 시험 방법의 실행 과정을 전체적으로 보여주는 흐름도.Figure 3 is a flow chart showing the overall execution of the flight control law software test method according to the present invention.

도 4는 본 발명에 따른 비행제어법칙 소프트웨어 시험 방법의 실행 결과를 그래프로 나타낸 도면.Figure 4 is a graph showing the results of the flight control law software test method according to the present invention.

도 5는 본 발명에 따른 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치에 채용되는 동기 설계 개념 및 종래 기술의 동기 설계 개념을 도식화하여 보여주는 도면.5 is a diagram schematically illustrating a synchronous design concept and a synchronous design concept of the prior art employed in the flight control law software test apparatus according to the present invention.

도 6은 본 발명에 따른 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치에 채용되는 동기 설계 개념에 따른 주 비행조종컴퓨터와 전환장치 컴퓨터의 소프트웨어 태스크 스케쥴러를 도식화하여 보여주는 도면.6 is a schematic diagram showing a software task scheduler of a main flight control computer and a switching device computer according to the synchronous design concept employed in the flight control law software test apparatus according to the present invention.

도 7은 본 발명에 따른 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치의 운용 모드를 도식화하여 보여주는 도면.Figure 7 is a diagram showing the operating mode of the flight control law software test apparatus according to the present invention.

도 8은 본 발명의 방법에 따라 페이더 설계 개념을 적용하였을 때, 비행제어법칙 전환 시 구동기 제어명령의 변화를 그래프로 나타낸 도면.8 is a graph showing the change of the driver control command when the flight control law is changed when the fader design concept is applied according to the method of the present invention.

도 9는 본 발명의 방법의 구현을 위해 채용되는 대기 모드 제어블록선도(A) 및 대기 모드의 특성 그래프(B)를 보여주는 도면.9 shows a standby mode control block diagram A and a characteristic graph B of a standby mode employed for the implementation of the method of the present invention.

<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명><Explanation of symbols for the main parts of the drawings>

100...(본발명)비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치100 ... (invention) flight control law software test device

110...주 비행제어 컴퓨터(Primary FLCC) 111...입력/출력신호 프로세서Primary FLCC 111 Input / Output Signal Processor

112,123...CPU 113...구동기 제어 서보(ACS)112,123 ... CPU 113 ... Driver Control Servo (ACS)

114a,114b,115,122,125...메모리 116...통신 인터페이스(FCS 1553 BC)114a, 114b, 115, 122, 125 ... memory 116 ... communication interface (FCS 1553 BC)

117...통신 인터페이스(RS-422) 118...제어면117 Communication interface (RS-422) 118 Control plane

120...전환장치 컴퓨터(SWMC) 121...통신 인터페이스(FCS 1553 RT)120 ... Switcher computer (SWMC) 121 ... Communication interface (FCS 1553 RT)

124...이산(discrete) 입/출력 포트 126...LAN(이더넷) 접속 포트 124 ... discrete input / output port 126 ... LAN (Ethernet) connection port

130...비행제어 시험용 제어 패널 131...전환명령 선택 스위치130 ... flight control test control panel ...

132...표시 램프 133...제어면 선택 스위치132 ... Indicator lamp 133 ... Control plane selector switch

134...동기/비동기 모드 선택 스위치 701...Note 스위치134 ... Synchronous / Asynchronous mode selector switch 701 ... Note switch

Claims

The flight control law software, which is already verified, is installed, and in parallel with the execution of the verified flight control law calculation, the basic data necessary for performing the flight control law calculation is transmitted to the counterpart computer equipped with the test flight control law software. A main flight control computer for receiving control commands and information according to the calculation result of the flight control law to be tested from the computer and allowing the designated flight control law to control the aircraft according to the flight control law switching command;

The test flight control law software is installed, and receives the basic data necessary for flight control from the main flight control computer to calculate the test control flight law, and transmits control commands and information according to the result of the operation to the main flight control computer. A diverter computer transmitting; And

The main flight control by receiving a flight control law switching command and various control commands for performing the flight control according to the flight control law of the software mounted on the main flight control computer or the flight control law of the software mounted on the switching device computer A flight control law software testing device comprising a control panel for flight control testing transmitted to a computer.

The method of claim 1,

And wherein said main flight control computer further comprises respective corresponding communication interfaces for communication with said diverter computer and said control panel for said flight control test.

The method of claim 2,

The communication interface for the communication between the main flight control computer and the switching device computer is a flight control system (FCS) 1553 MUX (multiplexer) to which a "MIL-STD-1553B" communication system defined as a military aircraft standard communication system is applied. Flight control law software test apparatus, characterized in that).

The method of claim 2,

And a communication interface for communication between the main flight control computer and the control panel for the flight control test is an RS-422 interface.

The method of claim 1,

The flight control law software installed in the main flight control computer includes the following operations in relation to the test of the flight control law software under test,

1) converting the variable type from real type to integer type in order to transfer the flight control law basic data from the main flight control computer to the switching device computer;

2) storing the converted data in a designated memory area and instructing data transfer;

3) reading data transmitted from the switching device computer and storing the data in a designated memory;

4) waiting for the main flight control computer to perform a standby function until data transmission from the diverter computer is completed;

5) converting a variable form of data transmitted from the switching device computer from an integer type to a real type, and storing the selected data in a specific memory address according to the switching command;

Flight control law software testing device further comprising the process.

The method of claim 1,

The basic data required for flight control from the main flight control computer to the switching device computer includes aircraft motion information, air data information, pilot control commands, note information for flight control law calculation, transition state information, and frame counter. A flight control law software testing device comprising information.

The method of claim 1,

In transferring the basic data necessary for the flight control from the main flight control computer to the switching device computer, the main flight control computer inputs from various sensors installed in the aircraft through a cross channel data link (CCDL). Flight control law software test device, characterized in that the input data of a representative sensor having a representative through voting and fault monitoring of the data is selected and then formatted into a communication message and transmitted to the switching device computer. .

The method of claim 1,

The switching device computer is composed of three independent channels, each channel having a communication interface for data communication with the main flight control computer; A shared memory for storing shared data and information mutually transmitted / received with the main flight control computer through the communication interface; Calculating a test target flight control law based on basic data necessary for flight control from the main flight control computer received through the communication interface, and transmitting control commands and information according to the operation result to the main flight control computer; CPU; And a discrete signal input / output port and an Ethernet communication interface for communication with test equipment for setting and controlling the CPU and checking the functionality of the switching device computer.

The method of claim 8,

And a communication interface for data communication with the main flight control computer is set to a remote terminal of an FCS 1553 MUX controlled by the main flight control computer.

The method of claim 1,

The control command and the information according to the calculation result of the test object flight control law transmitted from the switching device computer to the main flight control computer are the driver control commands and the switching device of horizontal tail, flaperon and rudder. A flight control law software testing device comprising computer health status information (Continuous Built In Test (CBIT) results) and frame counter information.

The method of claim 1,

And a synchronization control between the main flight control computer and the switching device computer in order to prevent a decrease in the real-time arithmetic capability and frame update rate of the main flight control computer.

The method of claim 11,

The synchronization uses the CPU interrupt function of the 1553 communication interface to add the flight control law input data transmitted from the main flight control computer without adding a separate synchronization signal between the main flight control computer and the switching device computer. As soon as the switching device computer has completed receiving data, the 1553 communication control chip of the switching device computer interrupts the CPU of the switching device computer, causing the switching device computer to start a new frame, and the software of the main flight control computer. Flight control law software testing apparatus, characterized in that through the task scheduling design.

The method of claim 1,

The control panel for the flight control test is for selecting a switching command so that the flight control can be performed according to the flight control law of the software mounted on the main flight control computer or the flight control law of the software mounted on the switching device computer. And a display lamp for indicating whether or not the change of the flight control law is normally performed according to the change command.

It includes a main flight control computer with pre-validated flight control software, a switching device computer with flight control law software under test, and a flight control test control panel for inputting flight control law switching commands and various control commands. A flight control law software test method using a flight control law software test apparatus,

a) after the initialization of the flight control law software test apparatus, take off the aircraft using the flight control law of the main flight control computer and perform various maneuvers to check whether the flight control law of the main flight control computer is operating normally. step;

b) If the normal operation of the flight control law of the main flight control computer is confirmed, the horizontal flight is performed at the flight speed and altitude conditions for the experiment of the flight control law of the switching device computer to the flight control law of the switching device computer. Preparing for the transition;

c) converting the flight control authority of the aircraft from the main flight control computer to the switching device computer by inputting a flight control law switching command through the flight control test control panel in the horizontal flight state of the flight speed and altitude condition to be tested; Doing;

d) whether the flight stability of the aircraft is maintained during the conversion of the flight control law, whether the aircraft is normally operated according to the input control command during the transition of the flight control law, or after the conversion of the flight control law is completed. Determining whether the status is normally indicated;

e) if any of the determination in step d) is abnormal, discontinue the test and switch the flight control authority of the aircraft from the switching device computer back to the main flight control computer;

f) in the determination of step d), if everything is determined to be normal, testing the performance of the flight control law of the switching device computer while performing various maneuvers; And

g) When the performance test of the flight control law of the switching device computer is finished, the flight control authority of the aircraft is switched by inputting a flight control law switching command through the flight control test control panel after maintaining the horizontal flight state. Switching from the device computer to the main flight control computer and ending the test.