KR100970656B1 - 항공기 엔진 모델링을 위한 데이터 베이스 구축 방법 - Google Patents

Abstract

본 발명은 항공기 엔진 모델링을 위한 데이터 베이스 구축 방법에 관한 것으로, 좀더 상세하게는, 항공기 엔진 모델링을 위한 각종 데이터를 입력받고, 그 입력된 데이터 중 대기 온도 및 대기 압력값을 이용하여 항공기의 비행 속도에 따른 영향이 고려된 값은 전온도값 및 전압력값을 구하고, 그 전온도값 및 전압력값을 표준 대기 온도 및 표준 대기 압력으로 각각 나누어 전온도비 및 전압력비를 산출하고, 전온도비 및 전압력비를 이용하여 교정 계수를 산출하고, 그 교정 계수를 사용하여 정상 상태의 표준화 및 천이 상태의 표준화를 수행하여 표준화된 엔진 성능값을 구하고, 이를 비행 시험 가감속 데이터들과 비교 검증하여 데이터 베이스에 저장하는 항공기 엔진 모델링을 위한 데이터 베이스 구축 방법에 관한 것이다.

본 발명에 따르면, 제한된 비행 시험 자료를 활용하여 항공기 시뮬레이션 시스템의 운용 환경에 적합한 엔진 모델링이 가능하게 되므로, 종래와 같이 방대한 량의 항공기 비행 데이터를 이용한 데이터 베이스의 구축이 필요 없어, 데이터 구축 시간을 단축시킬 수 있고 저장 효율성도 향상시킬 수 있게 되는 장점이 있다.

데이터 베이스, 엔진, 모델링

Description

항공기 엔진 모델링을 위한 데이터 베이스 구축 방법 {Database Construction Method for Modeling of Aircraft Engine}

도 1은 통상의 터보 프롭 엔진의 개략적인 구성과 관련 데이터값들을 도시하는 블록도이다.

도 2는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 항공기 엔진 모델링을 위한 데이터 베이스 구축 방법을 실현하기 위한 저장 시스템의 구성을 나타내는 블록도이다.

도 3은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 항공기 엔진 모델링을 위한 데이터 베이스 구축 방법의 흐름을 나타내는 흐름도이다.

도 4는 엔진 성능값들의 표준화 시의 정상 상태와 천이 상태를 나타내는 그래프이다.

<도면의 주요 부분에 대한 부호 설명>

100 : 저장 시스템

101 : 제어 모듈

110 : 데이터 입력 모듈

120 : 연산 모듈

130 : 데이터 출력 모듈

140 : 데이터 베이스

200 : 시뮬레이션 시스템

본 발명은 제한된 비행 시험 데이터를 활용하여 항공기 시뮬레이션 시스템의 운용 환경에 적합한 엔진 모델링이 가능한 데이터 베이스를 구축할 수 있는 항공기 엔진 모델링을 위한 데이터 베이스 구축 방법에 관한 것이다.

일반적으로, 항공기의 다양한 비행 시험을 위해서는 경제성 및 안정성의 확보를 위하여 실지 항공기의 정보와 동일한 조건이 데이터화되어 있는 시뮬레이션 시스템을 이용한 시뮬레이션 시험을 수행한다.

이러한 시뮬레이션 시험의 가장 중요한 관건은 그 시뮬레이션 시스템 상에 구현되어 있는 항공기 관련 데이터가 실지 항공기의 상태를 최대한 충실히 모델링 할 수 있는가의 여부인데, 그 중에서도 항공기의 핵심 부품이라고 할 수 있는 항공기 엔진의 정확한 모델링은 시뮬레이션의 신뢰성을 보장하기 위한 가장 중요한 요소라고 할 수 있다.

통상, 항공기 엔진의 모델링에 있어서 그 항공기 엔진의 성능은 외부 환경으로부터 많은 영향을 받으므로 항공기 엔진 모델링 시에도 이러한 점을 모두 고려하 여야 하여야 한다.

왜냐하면, 항공기 시뮬레이션의 특성 상 범용적인 환경을 모델링하는 것이 보통이기 때문에 특정 상태의 단일 값만 가지고는 항공기의 시뮬레이션 구현 폭이 좁아지며, 이는 시뮬레이션 시스템 전체의 정확성, 신뢰성 등과 같은 운용 성능을 떨어뜨리는 원인으로 작용한다.

따라서, 항공기 엔진의 정확한 모델링을 위해서는 특정 상태의 외부 환경으로부터 엔진에 가해지는 변수들을 제거하고 엔진의 성능값을 표준화하여 모델링 할 수 있는 항공기 엔진 모델링 데이터 베이스가 필수적으로 요구된다.

종래에는 이러한 엔진 모델링 데이터 베이스를 구축하기 위한 한 방법으로, 다양한 외부 환경에 따른 엔진의 성능값을 오랜 시간에 걸쳐 수집함으로써 데이터 베이스화하는 방법이 존재했으나, 이는 데이터 베이스 구축을 위하여 과다한 시간적 소모가 발생한다는 단점이 있으며 또한 데이터 량이 너무 많아 시뮬레이션 시스템에 적용하기에는 부적절한 문제점을 가지고 있다.

본 발명은 이러한 문제점들을 해결하기 위하여 창안된 것으로, 항공기 비행 데이터를 추출하여 교정 계수를 구하고, 그 교정 계수를 통하여 엔진의 주요 성능값을 표준화한 뒤, 비교작업을 수행하여 모델링에 적합한 데이터 베이스를 구축하는 항공기 엔진 모델링 데이터 베이스 구축 방법을 제공함으로써, 제한된 비행 시험 자료를 활용하여 항공기 시뮬레이션 시스템의 운용 환경에 적합한 데이터 베이 스를 구축 할 수 있도록 하는데 그 목적이 있다.

이러한 목적을 달성하기 위하여 본 발명은, 데이터 베이스와, 항공기 엔진 모델링을 위한 데이터를 입력받는 데이터 입력 모듈과, 입력된 데이터를 이용하여 연산을 수행하는 연산 모듈과, 그 연산 모듈을 통하여 산출되어 상기 데이터 베이스에 저장된 데이터를 출력하는 데이터 출력 모듈 및 상기 모듈들의 상호 동작과 데이터 흐름 및 저장을 제어하는 제어 모듈을 포함하는 저장 시스템을 이용한 데이터 베이스 구축 방법에 있어서, 데이터 입력 모듈이 항공기 엔진 모델링을 위한 각종 데이터를 입력받는 단계와, 연산 모듈이 상기 입력된 데이터 중 대기 온도 및 대기 압력값을 이용하여 항공기의 비행 속도에 따른 영향이 고려된 값인 전온도값 및 전압력값을 구하는 단계와, 연산 모듈이 상기 구해진 전온도값 및 전압력값을 표준 대기 온도 및 표준 대기 압력으로 각각 나누어 전온도비 및 전압력비를 산출하는 단계와, 연산 모듈이 상기 전온도비 및 전압력비를 이용하여 교정 계수를 산출하는 단계와, 연산 모듈이 상기 산출된 교정 계수를 사용하여 정상 상태의 표준화 및 천이 상태의 표준화를 수행하여 표준화된 엔진 성능값을 구하는 단계와, 연산 모듈이 상기 구해진 엔진 성능값을 상기 데이터 베이스에 저장되어 있는 비행 시험 가감속 데이터들과 비교 검증하는 단계와, 제어 모듈이 상기 검증된 엔진 성능값을 엔진 모델링이 가능한 형태로 데이터 베이스에 저장하는 단계로 이루어진다.

이때, 상기 교정 계수는 압력 및 토크 교정 계수, 온도 교정 계수, 가스 발생기 교정 계수 및 연료 유량 교정 계수를 의미하는데, 압력 및 토크 교정 계수는 전압력비의 역수이고, 온도 교정 계수는 전온도비의 역수이고, 가스 발생기 교정 계수는 전온도비의 루트값의 역수이며, 연료 유량 교정 계수는 상기 전압력비와 상기 전온도 비의 루트값을 곱한값의 역수이다.

또한, 표준화 단계에서는 임의의 엔진 변수를 함수로 선형화하고, 교정 연소실 유입 연료 유량, 교정 터어빈 사이 온도, 교정 자유 터어빈 속도 및 교정 가스 발생기 속도를 정상 상태 및 표준 상태에서 각각 구하는 것이 바람직하다.

이하, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 본 발명을 용이하게 실시할 수 있을 정도로 상세히 설명하기 위하여, 이 발명의 바람직한 실시 예를 첨부된 도면을 참조로 설명하기로 한다.

우선, 각 도면의 구성요소들에 참조번호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 동일한 부호를 가지도록 기재하였다.

도 1은 통상의 터보 프롭 엔진의 개략적인 구성과 관련 데이터값들을 도시하는 블록도로서, 터보 프롭 엔진은 연료의 흐름량 등을 제어하여 공급하기 위한 연료 제어부(20), 연료를 공급받아 연소시켜 가스를 발생시키는 가스 발생기(10), 발생된 가스를 통하여 회전력을 발생시키는 동력 터빈(30), 회전력 조절을 위한 감속기(40) 및 동력 터빈(30)의 구동축에 연결되어 고속 회전하는 프로펠러(50) 등으로 이루어진다.

이러한, 터보 프롭 엔진을 모델링하기 위한 주요 관련 데이터 즉, 엔진 변수들을 개략적으로 알아보면,

PTD : 엔진토크 Ng : 가스발생기 속력

Wf : 연료 흐름량 ITT : 터빈 사이의 온도

Np : 프로펠러 속력 Qp : 프로펠러 토크

Qf : 동력 터빈 토크

등이 있다.

도 2는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 항공기 엔진 모델링을 위한 데이터 베이스 구축 방법을 실현하기 위한 저장 시스템의 구성을 나타내는 블록도이다.

도시된 바와 같이, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 항공기 엔진 모델링을 위한 데이터 베이스 구축 방법을 실현하기 위한 저장 시스템(100)은 데이터 저장이 가능한 데이터 베이스(140), 항공기 엔진 모델링을 위한 데이터를 입력받는 데이터 입력 모듈(110), 입력된 데이터를 이용하여 교정계수를 구하고 그 교정 계수를 이용한 연산을 통하여 주요 엔진 성능값을 표준화한 뒤 기존 비행 시험 데이터와 비교하는 연산 모듈(120), 데이터 베이스(140)에 저장된 데이터를 시뮬레이션 시스템(200)으로 출력하는 데이터 출력 모듈(130) 및 상술한 모듈(110~140)들의 상호 동작 흐름과 데이터 흐름 및 저장을 제어하는 제어 모듈(101)로 이루어진다.

도 3은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 항공기 엔진 모델링을 위한 데이터 베이스 구축 방법의 흐름을 나타내는 흐름도로서, 도 2의 저장 시스템(100)을 이용한 동작 예를 나타내는 것이다.

먼저, 데이터 입력 모듈(110)은 항공기 엔진 모델링을 위한 각종 데이터를 입력받아(단계:S1) 연산에 필요한 데이터들을 추출하는 기능을 수행하는데, 이때 추출 데이터는 ITT, PTD, Wf, Ng, Np, PCL(파워 제어 레버), IAS(항공기 계기 속력), 외부 Temp(온도) 및 Pressure(압력) 등이다.

데이터들이 추출되면 연산 모듈(120)은 상기 입력된 온도 및 압력을 이용하여 전온도 및 전압력을 구한 뒤(단계:S2), 구해진 전온도 및 전압력을 이용하여 전압력비와 전온도비를 계산한다(단계:S3).

이때, 전온도와 전압력이라는 것은 온도와 압력에 항공기의 비행 속도에 따른 영향이 고려된 상대값을 의미하는 것으로 그 산출식은,

로 표현된다.

또한, 이렇게 구해진 전온도 및 전압력을 이용하여 전온도비 및 전압력비를 구하는 식을 살펴보면,

와 같이 전온도와 전압력을 표준 대기 온도 및 압력으로 각각 나눈 값을 나누어 산출한다.

이렇게, 전온도비와 전압력비가 구해지면 연산 모듈은 그 전온도비 및 전압력비을 이용하여 교정 계수를 산출한다(단계:S4).

이때, 교정 계수는 압력 및 토크 교정 계수, 온도 교정 계수, 가스 발생기 교정 계수 및 연료유량 교정 계수를 의미하는데 각각의 교정 계수를 구하는 식은,

으로 표현되며,

상기 수학식을 각각 풀어서 설명하면, 압력 및 토크 교정 계수는 전압력비의 역수이고, 온도 교정 계수는 전온도비의 역수이고, 가스 발생기 교정 계수는 전온도비의 루트값의 역수이며, 연료 유량 교정 계수는 전압력비와 전온도비의 루트값 을 곱한값의 역수이다.

이렇게, 교정 계수가 구해지면 연산 모듈(120)은 그 교정 계수를 사용하여 데이터의 표준화를 수행하는데(단계:S5, S6), 이 표준화 단계(단계:S5, S6)에서는 엔진의 다이내믹한 작동을 모델링할 수 있도록 하기 위하여정상 상태 및 천이 상태의 두 부분으로 나누어 표준화하여야 한다.

이때, 정상 상태와 천이 상태란 도 4에 도시된 바와 같이 항공기의 가속이 없는 등속 상태를 정상 상태라 하며, 항공기의 속도가 변하는 가속 상태를 천이 상태를 의미하는 것이다.

먼저, 정상 상태에서의 표준화 단계(단계:S5)는, 앞서 구한 교정 계수를 사용하여 정상 상태에서의 데이터 표준화값을 만들어야 하는데, 아래의 수학식 4에서와 같이 임의의 엔진 변수를 함수로 선형화하면 수학식 4와 같이 정의된다.

이때, 수학식 4에 나타나 있는 정상 상태에 대한 편차값 △WFc 및 △Npc를 구하는 식은 수학식 5와 같다.

그러면, 정상 상태에서의 교정 엔진 변수들 즉, 교정 연소실 유입 연료 유량(Wfc), 교정 터어빈 사이 온도(ITTc), 교정 자유 터어빈 속도(Qfc) 등은 교정 가스 발생기 속도인 Ngc의 함수로도 표현이 가능한데, 이때 정상 상태에서 Ngc는 수학식 4에서 가속도 변위 항들이 모두 제로가 되므로 수학식 6과 같이 가스 발생기 속력인 Ng에 가스 발생기 교정 계수를 곱한 것이 된다.

교정 연소실 유입 연료 유량, 교정 터이빈 사이 온도 및 교정 자유 터어빈 속드는 각각 수학식 7, 수학식8 및 수학식 9와 같다.

한편, 천이 상태의 표준화 단계(단계:S6)를 위해서는 도 4의 그래프에 나타 난 미세 계단 입력 데이터의 초기값과 말기값을 이용하여 천이 상태에서의 Ng 계수(Cng), ITT 계수(Citt) 및 Qf 계수(Cqf)를 구하여야 하는데, 이때 각 계단 입력의 간격은 Ng값 5%rpm 보다 작게 해줘야 한다. 그러면 선형화했을 때 오차가 적어 사용이 가능해지기 때문이다.

이때도, 엔진 변수의 선형화에 사용되는 식은 앞서 언급한 수학식 4와 동일하며, 수학식 4의 각 항들에 변수들을 대입하여 각각의 교정 계수들 Cng, Citt 및 Cqf를 Ngc의 함수로 표현하도록 하는 것이 바람직하다.

이렇게 표준화가 종료되어 엔진 변수들 즉, 엔진 성능값이 구해지면 연산 모듈(120)은 데이터 베이스(140)에 미리 저장되어 있는 종래의 비행 시험 가감속 데이터들을 불러와서 상기 구해진 엔진 성능값들과 비교함으로써 데이터 검증을 수행한다(단계:S7).

데이터 검증이 종료되면, 제어 모듈(101)은 그 엔진 성능값들을 엔진 모델링이 가능한 형태로 데이터 베이스(140)에 저장하며(단계:S8), 이때 저장된 엔진 모델링 데이터는 데이터 출력 모듈(130)을 통하여 시뮬레이션 시스템(200)으로 전달되게 된다.

이상, 본 발명의 바람직한 실시 예에 대하여 상세히 기술하였지만, 본 발명이 속하는 기술분야에 있어서 통상의 지식을 가진 사람이라면, 첨부된 청구 범위에 정의된 본 발명의 정신 및 범위를 벗어나지 않으면서 본 발명을 여러 가지로 변형 또는, 변경하여 실시할 수 있음을 알 수 있을 것이다. 따라서, 본 발명의 앞으로의 실시 예들의 변경은 본 발명의 기술을 벗어날 수 없을 것이다.

이상 설명한 바와 같이, 본 발명에 따르면 항공기 시뮬레이션 시에 가장 중요한 관건인 엔진 모델링에 있어서, 항공기 비행 데이터를 추출하여 교정 계수를 구하고, 그 교정 계수를 통하여 엔진의 주요 성능값을 표준화한 뒤, 비교작업을 수행하여 모델링에 적합한 데이터 베이스를 구축할 수 있어, 제한된 비행 시험 자료를 활용하여 항공기 시뮬레이션 시스템의 운용 환경에 적합한 엔진 모델링이 가능하게 된다.

따라서, 종래와 같이 방대한 량의 항공기 비행 데이터를 축적하는 데이터 베이스의 구축이 필요 없어, 데이터 구축 시간을 단축시킬 수 있고 저장 효율성도 향상시킬 수 있게 되는 장점이 있다.

Claims (4)

1. 데이터 베이스와, 항공기 엔진 모델링을 위한 데이터를 입력받는 데이터 입력 모듈과, 상기 입력된 데이터를 이용하여 연산을 수행하는 연산 모듈과, 상기 연산 모듈을 통하여 산출되어 상기 데이터 베이스에 저장된 데이터를 출력하는 데이터 출력 모듈 및 상기 모듈들의 상호 동작과 데이터 흐름 및 저장을 제어하는 제어 모듈을 포함하는 저장 시스템을 이용한 데이터 베이스 구축 방법에 있어서,

   상기 데이터 입력 모듈이 항공기 엔진 모델링을 위한 각종 데이터를 입력받는 단계;

   상기 연산 모듈이 상기 입력된 데이터 중 대기 온도 및 대기 압력값을 이용하여 항공기의 비행 속도에 따른 영향이 고려된 값인 전온도값 및 전압력값을 구하는 단계;

   상기 연산 모듈이 상기 구해진 전온도값 및 전압력값을 표준 대기 온도 및 표준 대기 압력으로 각각 나누어 전온도비 및 전압력비를 산출하는 단계;

   상기 연산 모듈이 상기 전온도비 및 전압력비를 이용하여 교정 계수를 산출하는 단계;

   상기 연산 모듈이 상기 산출된 교정 계수를 사용하여 정상 상태의 표준화 및 천이 상태의 표준화를 수행하여 표준화된 엔진 성능값을 구하는 단계;

   상기 연산 모듈이 상기 구해진 엔진 성능값을 상기 데이터 베이스에 저장되어 있는 비행 시험 가감속 데이터들과 비교 검증하는 단계;

   상기 제어 모듈이 상기 검증된 엔진 성능값을 엔진 모델링이 가능한 형태로 상기 데이터 베이스에 저장하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 엔진 모델링을 위한 데이터 베이스 구축 방법.
2. 제 1항에 있어서, 상기 교정 계수는 압력 및 토크 교정 계수, 온도 교정 계수, 가스 발생기 교정 계수 및 연료 유량 교정 계수인 것을 특징으로 하는 항공기 엔진 모델링을 위한 데이터 베이스 구축 방법.
3. 제 1항 또는 제 2항에 있어서, 상기 압력 및 토크 교정 계수는 상기 전압력비의 역수이고, 상기 온도 교정 계수는 전온도비의 역수이고, 상기 가스 발생기 교정 계수는 전온도비의 루트값의 역수이며, 상기 연료 유량 교정 계수는 상기 전압력비와 상기 전온도비의 루트값을 곱한값의 역수인 것을 특징으로 하는 항공기 엔진 모델링을 위한 데이터 베이스 구축 방법.
4. 제 1항에 있어서, 상기 표준화 단계는 임의의 엔진 변수를 함수로 선형화하고, 교정 연소실 유입 연료 유량, 교정 터어빈 사이 온도, 교정 자유 터어빈 속도 및 교정 가스 발생기 속도를 정상 상태 및 표준 상태에서 각각 구하는 것을 특징으 로 하는 항공기 엔진 모델링을 위한 데이터 베이스 구축 방법.

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