KR101273835B1 - 항공기 종축 제어 모듈 및 그 모듈을 이용한 항공기 종축 제어 방법 - Google Patents

항공기 종축 제어 모듈 및 그 모듈을 이용한 항공기 종축 제어 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는 항공기의 종축 제어에 관한 것으로, 또 다른 방식의 항공기 종축 제어하는 모듈 및 제어 방법을 제공하기 위한 것이다.
상기의 기술적 과제를 해결하기 위한 수단으로서, 본 발명은 항공기의 종축 제어 모듈에 있어서, 고도 제어 입력에 따라 상기 항공기에 추력 제어신호를 생성하여 출력하는 고도 제어모듈; 및 속도 제어 입력에 따라 상기 항공기에 피치 자세각 제어신호를 생성하여 출력하는 속도 제어모듈; 을 포함하는 항공기 종축 제어모듈을 제공한다.
본 발명에 따르면, 추력(Thrust)을 이용하여 항공기 고도를 제어함으로써, 종전과 같이 수평 미익을 사용하여 고도를 제어하는 것보다 항공기의 안정적인 고도 상승 및 하강이 가능하고, 수평 미익을 이용하여 항공기 속도를 제어하기 때문에, 비행 중 엔진이 정지하더라도 수평 미익으로 피치 자세각을 제어하여 속도 유지가 가능하기 때문에 활공이 가능하며, 피치 자세각으로 항공기의 속도를 제어하기 때문에, 종전의 추력 기반의 속도 제어 방식보다 항공기의 속도 제어에 대한 빠른 응답 특성을 갖을 수 있는 효과가 있다.

Description

항공기 종축 제어 모듈 및 그 모듈을 이용한 항공기 종축 제어 방법 {THE LOGITUDINAL CONTROL MODULE OF AIRCRAFT AND METHOD FOR THE LOGITUDINAL CONTROL OF AIRCRAFT USING THE SAME MODULE}
본 발명은 항공기 종축 제어 모듈 및 항공기 종축 제어 방법에 관한 것으로서, 보다 구체적으로는 항공기의 종축 제어시 추력에 의해 고도를 제어하거나, 또는 항공기의 피치 자세각에 의해 속도를 제어하는 방법에 관한 것이다.
항공기는 무게 중심점(CG; Center of Gravity)을 중심으로 상호 직각을 이루는 세 개의 축이 형성되고, 상기 세 개의 축을 중심으로 항공기는 운동하게 된다.
도 1은 항공기의 축 운동을 간단하게 나타낸 도면으로서, 도 1에 도시한 바와 같이, 상기 세 개의 축은 세로축(Longitudinal Axis), 가로축(Lateral Axis) 및 수직축(Vertical Axis)으로 이루어지고, 이들 각각을 종축(앞뒤축), 횡축(좌우축) 및 상하축으로 달리 표현할 수도 있다.
이 중 종축(세로축)은 항공기의 기수(nose)부터 꼬리(tail)까지 동체를 관통하여 이어진 전후방향의 가상의 축을 말하는 것으로서, 이러한 항공기의 종축을 제어하는 제어 변수는 고도(Altitude) 및 속도(Speed)가 있다.
이때, 고도를 제어하기 위해 일반적인 항공기는 수평 미익(Horizontal Tail)의 후반부에 형성된 승강타(Elevator)를 작동한다. 즉, 승강타가 위로 작용하는 경우 승강타 상부에 흐르는 공기의 흐름을 변형시켜 항공기 꼬리 전체를 아래로 밀어 내리는 힘에 의해 항공기 기수는 상향운동을 하여 항공기는 상승 자세를 형성하게 되고, 반대로 승강타가 아래로 작용하는 경우 항공기 꼬리 전체는 상향운동을 하게 되므로 항공기 기수는 하향이 되어 강하 자세를 형성하게 됨으로써, 항공기의 고도를 제어하게 된다.
또한, 속도를 제어하기 위해 일반적인 항공기는 추력(Thrust)을 제어한다. 즉, 항공기의 엔진 또는 프로펠러를 거쳐 발생하는 추력을 제어함으로써, 항공기의 속도를 제어하게 된다.
이와 같이 항공기의 속도를 추력 기반으로 제어하게 되면, 항공기 제어시 응답 특성이 떨어지기 때문에 항공기의 속도 제어 성능은 떨어지게 되는 문제가 있고, 항공기의 엔진이 정지되는 경우 속도를 유지할 수 없어 항공기가 추락할 염려가 있게 된다.
따라서, 상기와 같은 문제를 해결하고, 다른 각도에서 항공기의 종축 제어를 위한 필요 기술이 요구되는 상황이다.
본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는 항공기의 종축 제어에 관한 것으로, 또 다른 방식의 항공기 종축 제어하는 모듈 및 제어 방법을 제공하기 위한 것이다.
전술한 기술적 과제를 해결하기 위한 수단으로서, 본 발명은 항공기의 종축 제어 모듈에 있어서, 고도 제어 입력에 따라 상기 항공기에 추력 제어신호를 생성하여 출력하는 고도 제어모듈; 및 속도 제어 입력에 따라 상기 항공기에 피치 자세각 제어신호를 생성하여 출력하는 속도 제어모듈; 을 포함하는 항공기 종축 제어모듈을 제공한다.
또한, 본 발명은 상기 고도 제어모듈에 고도 상승 입력이 인가된 경우 상기 항공기에 추력 증가신호를 생성하여 출력하고, 고도 하강 입력이 인가된 경우 상기 항공기에 추력 감소신호를 생성하여 출력하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈을 제공한다.
또한, 본 발명은 상기 고도 제어모듈이 고도 제어입력을 고도 명령신호에서 상기 항공기의 고도 피드백신호를 뺀 고도 오차로 하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈을 제공한다.
또한, 본 발명은 상기 속도 제어모듈에 속도 상승 입력이 인가된 경우 상기 항공기에 피치 자세각 감소신호를 생성하여 출력하고, 속도 하강 입력이 인가된 경우 상기 항공기에 피치 자세각 증가신호를 생성하여 출력하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈을 제공한다.
또한, 본 발명은 상기 속도 제어모듈에 속도 제어입력을 속도 명령신호에서 상기 항공기의 속도 피드백신호를 뺀 속도 오차로 하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈을 제공한다.
또한, 본 발명은 상기 속도 제어모듈의 출력단에 연결되어, 상기 피치 자세각 제어신호에 따라 상기 항공기에 수평 미익 제어신호를 생성 출력하는 피치 제어모듈; 을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈을 제공한다.
또한, 본 발명은 상기 피치 제어모듈에서 피치 자세각 제어입력을 상기 피치 자세각신호에서 상기 항공기의 피치 자세각 피드백신호를 뺀 피치 자세각 오차로 하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈을 제공한다.
또한, 본 발명은 상기 피치 제어모듈이 상기 항공기의 피치 각속도 피드백신호를 입력받아, 상기 항공기 기체의 피치 각속도에 따라 추종된 상기 수평 미익 제어신호를 생성하여 상기 항공기에 출력하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈을 제공한다.
또한, 본 발명은 상기 피치 제어모듈이 상기 피치 각속도 피드백신호에 의한 상기 항공기 기체의 피치 각속도 값이 클수록 상기 항공기가 큰 피치 자세각을 갖도록 상기 수평 미익 제어신호를 출력하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈을 제공한다.
또한, 본 발명은 항공기 종축 제어 방법에 있어서, (a) 상기 항공기 종축 제어모듈이 고도 제어 입력을 수신하는 단계; 및 (b) 상기 항공기 종축 제어모듈이 상기 고도 제어 입력에 따라 상기 항공기에 추력 제어신호를 생성하여 출력하는 단계; 를 포함하는 항공기 종축 제어 방법을 제공한다.
또한, 본 발명은 항공기 종축 제어 방법에 있어서, (a) 상기 항공기 종축 제어모듈이 속도 제어 입력을 수신하는 단계; (b) 상기 항공기 종축 제어모듈이 상기 속도 제어 입력에 따라 상기 항공기에 피치 자세각 제어신호를 생성하는 단계; 및 (c) 상기 항공기 종축 제어모듈이 상기 피치 자세각 제어신호를 상기 항공기에 출력하는 단계; 를 포함하는 항공기 종축 제어 방법을 제공한다.
또한, 본 발명은 상기 (b) 단계와 상기 (c) 단계 사이에, 상기 항공기 종축 제어 모듈이 상기 피치 자세각 제어신호에 따라 상기 항공기에 수평 미익 제어신호를 생성하는 단계; 를 더 포함하되, 상기 (c) 단계는, 상기 항공기에 출력되는 신호는 상기 수평 미익 제어신호를 출력하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어 방법을 제공한다.
또한, 본 발명은 상기의 항공기 종축 제어 방법을 실행하기 위한 컴퓨터 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독 가능한 기록 매체를 제공한다.
이상의 본 발명에 따른 항공기 종축 제어 모듈 및 그 모듈을 이용한 항공기 종축 제어 방법의 경우, 추력(Thrust)을 이용하여 항공기 고도를 제어함으로써, 종전과 같이 수평 미익을 사용하여 고도를 제어하는 것보다 항공기의 안정적인 고도 상승 및 하강이 가능한 효과가 있다.
또한, 본 발명에 따른 항공기 종축 제어 모듈 및 그 모듈을 이용한 항공기 종축 제어 방법의 경우, 수평 미익을 이용하여 항공기 속도를 제어하기 때문에, 비행 중 엔진이 정지하더라도 수평 미익으로 피치 자세각을 제어하여 속도 유지가 가능하기 때문에 활공이 가능한 효과가 있다.
또한, 본 발명에 따른 항공기 종축 제어 모듈 및 그 모듈을 이용한 항공기 종축 제어 방법의 경우, 피치 자세각으로 항공기의 속도를 제어하기 때문에, 종전의 추력 기반의 속도 제어 방식보다 항공기의 속도 제어에 대한 빠른 응답 특성을 갖을 수 있는 효과가 있다.
또한, 본 발명에 따른 항공기 종축 제어 모듈 및 그 모듈을 이용한 항공기 종축 제어 방법의 경우, 항공기 기체의 현재 피치 각속도를 고려한 피치 자세각을 갖도록 제어함으로써, 항공기가 속도에 대한 응답 특성을 향상시킬 수 있는 효과가 있다.
도 1은 항공기의 축 운동을 간단하게 나타낸 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 종축 제어 모듈의 구성도를 간략하게 나타낸 도면이다.
도 3a 및 도 3b는 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 종축 제어 방법을 블록 다이어그램으로 순서에 따라 나타낸 도면이다.
아래에는 첨부한 도면을 참조하여 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 본 발명의 실시예를 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구성될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다. 그리고 도면에서 본 발명을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 유사한 부분에 대해서는 유사한 도면 부호를 붙여 설명하기로 한다.
이하, 본 발명에서 실시하고자 하는 구체적인 기술내용에 대해 첨부도면을 참조하여 상세하고도 명확하게 설명하기로 한다.
항공기 종축 제어 모듈
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 종축 제어 모듈의 구성도를 간략하게 나타낸 도면이다.
도 2에 도시한 바와 같이, 항공기 종축 제어 모듈은 고도 제어모듈(100), 속도 제어모듈(200)을 포함한다.
고도 제어모듈(100)은 고도 제어 입력에 따라 항공기(400)에 추력 제어신호(101)를 생성하여 출력함으로써, 항공기의 종축 제어에 있어서, 항공기의 고도를 추력에 의해 제어하게 된다.
즉, 항공기의 고도 제어시, 고도 제어 입력(10)에 조종사 등으로부터 고도 상승 입력이 인가된 경우 항공기(400)에 추력 증가신호를 생성하여 출력함으로써, 항공기 기체는 받음각(AOA; Angle Of Attack)이 증가하여 상승하게 되고, 이와 반대로, 고도 제어 입력(10)에 고도 하강 입력이 인가된 경우 항공기(400)에 추력 감소신호를 생성하여 출력함으로써, 항공기 기체는 받음각(AOA)이 감소하여 하강하게 된다. 이때, 속도와 피치 자세각(Pitch Attitude)은 일정하다고 가정한다.
종전 항공기 종축 제어 방법과 달리, 항공기 고도를 추력을 이용하여 제어함으로써, 항공기의 안정적인 고도 상승 및 하강이 가능하게 된다.
이때, 고도 제어모듈(100)에 입력되는 고도 제어 입력(10)은 조종사 등으로부터 입력되는 고도 명령신호(1)에서 항공기(400)에서 출력된 현재 고도를 나타내는 고도 피드백신호(11)를 뺀 고도 오차로 할 수 있다.
고도 피드백신호(11)를 이용한 루프를 형성하여, 상기 고도 제어모듈(100)의 입력 신호를 고도 오차로 하고, 항공기의 고도를 반복 제어함으로써, 고도 명령신호(1)를 통해 조종사 등이 원하고자 하는 고도에 이르기까지 항공기는 안정적으로 비행할 수 있게 된다.
다음으로, 속도 제어모듈(200)은 속도 제어 입력에 따라 항공기(400)에 피치 자세각 제어신호(201)를 생성하여 출력함으로써, 항공기의 속도를 수평 미익 등을 통해 피치 자세각을 제어하여 항공기의 속도를 제어하게 된다.
즉, 항공기의 속도 제어시, 속도 제어 입력(10)에 조종사 등으로부터 속도 상승 입력이 인가된 경우 항공기(400)에 피치 자세각 감소신호를 생성하여 출력함으로써, 항공기 기체에 작용하는 항력은 줄어들어 비행 속도는 증가하게 되고, 이와 반대로, 속도 제어 입력(20)에 속도 하강 입력이 인가된 경우 항공기(400)에 피치 자세각 증가신호를 생성하여 출력함으로써, 항공기 기체에 작용하는 항력은 증가하여 비행 속도는 감소하게 된다. 이때, 고도와 추력(Thrust)은 일정하다고 가정한다.
종전 항공기 종축 제어 방법과 달리, 항공기 속도를 피치 자세각을 이용하여 제어함으로써, 비행 중 엔진이 정지하더라도 속도 유지가 가능하며, 또한 속도 제어에 있어서 항공기는 빠른 응답 특성을 갖을 수 있게 된다.
이때, 속도 제어모듈(200)에 입력되는 속도 제어 입력(20)은 조종사 등으로부터 입력되는 속도 명령신호(2)에서 항공기(400)에서 출력된 현재 속도를 나타내는 속도 피드백신호(21)를 뺀 속도 오차로 할 수 있다.
속도 피드백신호(21)를 이용한 루프를 형성하여, 상기 속도 제어모듈(200)의 입력 신호를 속도 오차로 하고, 항공기의 속도를 반복 제어함으로써, 속도 명령신호(1)를 통해 조종사 등이 원하고자 하는 속도에 이르기까지 항공기는 안정적으로 비행할 수 있게 된다.
또한, 본 발명에 따른 항공기 종축 제어모듈은 항공기 종축 제어시 종축 안정도를 향상시키기 위해 상기의 속도 제어모듈(200)의 출력단에 연결된 피치 제어모듈(300)을 더 포함할 수 있다.
피치 제어모듈(300)은 상기 피치 자세각 제어신호(201)에 따라 항공기(400)에 수평 미익 제어 신호(301)를 생성하여 출력한다. 즉, 수평 미익 제어 신호(301)에 따라 항공기는 수평 미익의 승강타(elevator) 등을 제어함으로써, 항공기 기체의 피치 자세각을 제어하게 된다.
즉, 피치 자세각은 수평 미익(Horizontal Tail)의 후반부에 형성된 승강타(Elevator)를 이용하여 제어하게 된다. 승강타가 위로 작용하는 경우 승강타 상부에 흐르는 공기의 흐름을 변형시켜 항공기 꼬리 전체를 아래로 밀어 내리는 힘에 의해 항공기 기수는 상향운동을 하여 항공기의 피치 자세각은 상승하게 되고, 반대로 승강타가 아래로 작용하는 경우 항공기 꼬리 전체는 상향운동을 하게 되므로 항공기 기수는 하향이 되어 항공기의 피치 자세각은 감소하게 된다.
이때, 피치 제어모듈(300)의 입력은 앞서 살펴본 바와 같이 상기 속도 제어모듈(200)에서 생성 출력된 피치 자세각 제어신호(201)를 그대로 이용할 수도 있으나, 이와 달리 상기 피치 자세각 제어신호(201)에서 현재 항공기의 피치 자세각을 타내는 피치 자세각 피드백신호(311)를 뺀 피치 자세각 오차를 입력으로 할 수도 있다.
피치 자세각 제어 역시, 피치 자세각 피드백신호(311)를 이용한 루프를 형성하여, 피치 제어모듈(300)의 입력 신호를 피치 자세각 오차로 하고, 항공기 기체의 피치 자세각을 반복 제어함으로써, 속도 제어모듈(200)에 의해 생성 출력된 피치 자세각에 이르기까지 항공기의 수평 미익을 안정적으로 제어하게 된다.
아울러, 피치 제어모듈(300)은 항공기(400)의 피치 각속도 피드백신호(312)를 더 입력받을 수 있고, 상기 피치 각속도 피드백신호(312)에 의한 현재 항공기 기체의 피치 각속도에 따라 추종된 수평 미익 제어신호(301)를 생성하여 항공기(400)에 출력할 수 있다.
즉, 피치 각속도 피드백신호에 의한 항공기 기체의 피치 각속도(Pitch Rate) 값이 클수록 상기 항공기(400)가 큰 피치 자세각을 갖도록 수평 미익 제어신호(301)를 생성 출력하고, 반대로 피치 각속도 피드백신호에 의한 항공기 기체의 피치 각속도 값이 작을수록 상기 항공기(400)가 작은 피치 자세각을 갖도록 수평 미익 제어신호(301)를 생성 출력할 수 있다.
이렇게 항공기 기체의 현재 피치 각속도를 고려한 피치 자세각을 갖도록 수평 미익 제어신호(301)를 생성 출력함으로써, 항공기가 속도에 대한 응답 특성을 향상시킬 수 있는 효과가 있다.
항공기 종축 제어 방법
도 3a 및 도 3b는 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 종축 제어 방법을 블록 다이어그램으로 순서에 따라 나타낸 도면이다.
우선, 항공기의 종축 제어시 추력에 의해 고도를 제어하는 방법을 보면, 항공기 고도 제어 방법은, 도 3a에 도시한 바와 같이 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 종축 제어모듈이 조종사 등으로부터 인가된 명령 고도에 대한 고도 제어 입력을 수신하는 단계(S10) 및 상기의 항공기 종축 제어모듈이 상기 고도 제어 입력에 따라 항공기에 추력 제어 신호를 생성하여 출력하는 단계(S20)를 포함한다.
또한, 항공기의 종축 제어시 피치 자세각 내지 수평 미익에 의해 속도를 제어하는 방법을 보면, 항공기 속도 제어 방법은, 도 3b에 도시한 바와 같이 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 종축 제어모듈이 조종사 등으로부터 인가된 명령 속도에 대한 속도 제어 입력을 수신하는 단계(S11), 상기 항공기 종축 제어모듈이 상기 속도 제어 입력에 따라 항공기에 피치 자세각 제어신호를 생성하는 단계(S21) 및 상기 항공기 종축 제어모듈이 상기 피치 자세각 제어신호를 항공기에 출력하는 단계(S31)를 포함한다.
이때, 항공기의 종축 제어시 수평 미익을 이용하여 속도를 제어하기 위해 상기 항공기 종축 제어 모듈이 상기 피치 자세각 제어신호를 생성(S21)한 이후에, 상기 피치 자세각 제어신호에 따라 항공기에 수평 미익 제어신호를 생성(S22)하여 항공기에 출력(S32)할 수 있다.
상술한 항공기 종축 제어 방법에 대한 구체적인 내용은 전술한 항공기 종축 제어 모듈 항목에서 설명한 바와 중복되므로 생략하기로 한다.
이상 설명된 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 종축 제어 방법은 다양한 컴퓨터 구성요소를 통하여 수행될 수 있는 프로그램 명령어의 형태로 구현되어 컴퓨터 판독 가능한 기록 매체에 기록될 수 있다. 상기 컴퓨터 판독 가능한 기록 매체는 프로그램 명령어, 데이터 파일, 데이터 구조 등을 단독으로 또는 조합하여 포함할 수 있다. 상기 컴퓨터 판독 가능한 기록 매체에 기록되는 프로그램 명령어는 본 발명을 위하여 특별히 설계되고 구성된 것들이나 컴퓨터 소프트웨어 분야의 당 업자에게 공지되어 사용 가능한 것일 수도 있다. 컴퓨터 판독 가능한 기록 매체의 예에는, 하드 디스크, 플로피 디스크, 및 자기 테이프와 같은 자기 매체, CD-ROM, DVD와 같은 광기록 매체, 플롭티컬 디스크(floptical disk)와 같은 자기-광 매체(magneto-optical media), 및 ROM, RAM, 플래시 메모리 등과 같은 프로그램 명령어를 저장하고 수행하도록 특별히 구성된 하드웨어 장치가 포함된다. 프로그램 명령어의 예에는, 컴파일러에 의해 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용해서 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드도 포함된다. 상기 하드웨어 장치는 본 발명에 따른 처리를 수행하기 위해 하나 이상의 소프트웨어 모듈로서 작동하도록 구성될 수 있으며, 그 역도 마찬가지이다.
이상에서 설명한 본 발명의 바람직한 실시예들은 상기의 기술적 과제를 해결하기 위해 개시된 것으로, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자(당업자)라면 본 발명의 사상 및 범위 안에서 다양한 수정, 변경, 부가 등이 가능할 것이며, 이러한 수정 변경 등도 역시 이하의 특허청구범위에 속하는 것으로 보아야 할 것이다.
1: 고도 명령신호 2: 속도 명령신호
10: 고도 제어 입력 11: 고도 피드백신호
20: 속도 제어 입력 21: 속도 피드백신호
100: 고도 제어모듈 101: 추력 제어신호
200: 속도 제어모듈 201: 피치 자세각 제어신호
300: 피치 제어모듈 301: 수평 미익 제어신호
311: 피치 자세각 피드백신호 312: 피치 각속도 피드백신호
400: 항공기

Claims (13)

  1. 고정익 항공기의 종축 제어 모듈에 있어서,
    고도 제어 입력에 따라 상기 항공기에 추력 제어신호를 생성하여 출력하는 고도 제어모듈; 및
    속도 제어 입력에 따라 상기 항공기에 피치 자세각 제어신호를 생성하여 출력하는 속도 제어모듈;
    을 포함하여, 상기 항공기의 종축 제어시 상기 고도 제어모듈에 의한 추력의 증감에 따라 상기 항공기의 받음각이 증감되어 고도가 제어되고, 상기 속도 제어모듈에 의한 피치 자세각 증감에 따라 상기 항공기의 항력이 증감되어 속도가 제어되도록 한 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 고도 제어모듈은,
    고도 상승 입력이 인가된 경우 상기 항공기에 추력 증가신호를 생성하여 출력하고, 고도 하강 입력이 인가된 경우 상기 항공기에 추력 감소신호를 생성하여 출력하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 고도 제어모듈은,
    고도 제어입력을 고도 명령신호에서 상기 항공기의 고도 피드백신호를 뺀 고도 오차로 하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 속도 제어모듈은,
    속도 상승 입력이 인가된 경우 상기 항공기에 피치 자세각 감소신호를 생성하여 출력하고, 속도 하강 입력이 인가된 경우 상기 항공기에 피치 자세각 증가신호를 생성하여 출력하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 속도 제어모듈은,
    속도 제어입력을 속도 명령신호에서 상기 항공기의 속도 피드백신호를 뺀 속도 오차로 하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 속도 제어모듈의 출력단에 연결되어, 상기 피치 자세각 제어신호에 따라 상기 항공기에 수평 미익 제어신호를 생성 출력하는 피치 제어모듈;
    을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 피치 제어모듈은,
    피치 자세각 제어입력을 상기 피치 자세각 제어신호에서 상기 항공기의 피치 자세각 피드백신호를 뺀 피치 자세각 오차로 하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈.
  8. 제 6 항에 있어서,
    상기 피치 제어모듈은,
    상기 항공기의 피치 각속도 피드백신호를 입력받아, 상기 항공기 기체의 피치 각속도에 따라 추종된 상기 수평 미익 제어신호를 생성하여 상기 항공기에 출력하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 피치 제어모듈은,
    상기 피치 각속도 피드백신호에 의한 상기 항공기 기체의 피치 각속도 값이 클수록 상기 항공기가 큰 피치 자세각을 갖도록 상기 수평 미익 제어신호를 출력하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어모듈.
  10. 항공기 종축 제어 방법에 있어서,
    (a) 제 1 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항의 상기 항공기 종축 제어모듈이 고도 제어 입력을 수신하는 단계; 및
    (b) 상기 항공기 종축 제어모듈이 상기 고도 제어 입력에 따라 상기 항공기에 추력 제어신호를 생성하여 출력하는 단계;
    를 포함하는 항공기 종축 제어 방법.
  11. 항공기 종축 제어 방법에 있어서,
    (a) 제 1 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항의 상기 항공기 종축 제어모듈이 속도 제어 입력을 수신하는 단계;
    (b) 상기 항공기 종축 제어모듈이 상기 속도 제어 입력에 따라 상기 항공기에 피치 자세각 제어신호를 생성하는 단계; 및
    (c) 상기 항공기 종축 제어모듈이 상기 피치 자세각 제어신호를 상기 항공기에 출력하는 단계;
    를 포함하는 항공기 종축 제어 방법.
  12. 제 11 항에 있어서,
    상기 (b) 단계와 상기 (c) 단계 사이에,
    상기 항공기 종축 제어 모듈이 상기 피치 자세각 제어신호에 따라 상기 항공기에 수평 미익 제어신호를 생성하는 단계;
    를 더 포함하되,
    상기 (c) 단계는,
    상기 항공기에 출력되는 신호는 상기 수평 미익 제어신호를 출력하는 것을 특징으로 하는 항공기 종축 제어 방법.
  13. 제 11 항에 따른 방법을 실행하기 위한 컴퓨터 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독 가능한 기록 매체.
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