KR101445221B1 - System and method for adjusting control law gain according to the change of center of gravity of aircraft - Google Patents
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Abstract
본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는 종래의 문제를 해결하기 위한 것으로서, 항공기 무게중심 영역 제한을 완화하고, 비행 특성을 최적화하기 위한 시스템 및 방법을 제공하는 데 있다.
전술한 기술적 과제를 해결하기 위한 수단으로서, 본 발명은 항공기의 조종면에 제어법칙을 적용하여, 상기 항공기의 비행을 제어하는 비행 제어부; 를 포함하는 항공기 비행 제어 시스템에 있어서, 상기 항공기에 탑재되는 물체에 대한 무게 및 위치 정보를 입력받고, 이를 이용하여 상기 항공기의 비행 중 변화되는 무게 중심을 계산하는 무게 중심 연산부; 및 기 설정된 제어이득 스케줄을 이용하여 상기 무게 중심 연산부에 의해 계산된 상기 무게 중심에 따라 정해지는 제어이득을 상기 비행 제어부에 설정하는 제어이득 스케줄러; 를 더 포함하는 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 시스템을 제공한다.
이상의 본 발명에 따른 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 시스템 및 방법은 항공기의 비행 중 무게 중심의 변화를 반영하여 새로운 제어이득에 따라 비행 제어함으로써, 항공기의 동적 안정성을 증대시킴과 동시에, 항공기 무게중심 제한을 완화하고, 비행 특성을 최적화시킬 수 있는 효과가 있다.SUMMARY OF THE INVENTION Accordingly, the present invention has been made to solve the above-mentioned problems occurring in the prior art, and it is an object of the present invention to provide a system and method for alleviating the restriction on the center of gravity of an aircraft and optimizing flight characteristics.
As a means for solving the above-mentioned technical problems, the present invention provides a flight control system comprising: a flight control unit for controlling a flight of an aircraft by applying a control law to a control plane of the aircraft; A center-of-gravity computation unit for receiving a weight and position information of an object mounted on the aircraft and calculating a center of gravity of the aircraft during flight using the received information; And a control gain scheduler for setting, in the flight control unit, a control gain determined according to the center of gravity calculated by the center of gravity calculating unit using a predetermined control gain schedule; And a control gain control system according to a change in the center of gravity of the aircraft.
The control gain control system and method according to the change of the center of gravity of the aircraft according to the present invention reflects the change of the center of gravity of the aircraft during flight and controls the flight according to the new control gain to increase the dynamic stability of the aircraft, It is possible to relax the center of gravity limitation and to optimize the flight characteristics.
Description
본 발명은 항공기의 제어이득 조절 시스템 및 방법에 관한 것으로서, 보다 구체적으로는 FBW(Fly-By-Wire) 또는 FBL(Fly-By-Light) 방식의 항공기에서 비행 중 무게 중심의 변화에 따라 제어이득을 조절하기 위한 시스템 및 방법에 관한 것이다.
[0001] The present invention relates to a control gain control system and method for an aircraft, and more particularly, to a control gain control system and method for controlling an aircraft in a flywheel or fly-by-light (FBW) And more particularly to a system and method for adjusting the temperature.
1980년대까지 개발된 항공기는 대부분 조종간과 조종면을 직접 연결하거나 유압장치를 통해 연결되어 있는 방식이었다. 이러한 방식의 항공기는 운용조건(속도, 고도) 및 운용 미션(이착륙, 순항, 전투기동 등)에 따라 운용제한이 있었으며, 특히 고성능 전투기와 같이 고기동을 위해 안정성을 완화시켜 기체를 설계한 항공기의 경우, 심한 기동을 하게 되면 조종사가 제어하기 어려운 상황에 이를 수 있었다. 이러한 문제를 해결하기 위해 최근 항공기에는 조종사의 조종명령과 항공기의 상태정보(고도, 속도, 자세각, 각속도, 가속도 등)들을 전기적 신호로 조종계통을 제어하는 FBW 또는 광신호에 의해 작동되는 FBL 방식이 사용되고 있다. 이러한 방식의 항공기는 안정성 및 조종성이 기존의 항공기에 비해 높으며, 다중화 구조를 취함으로써, 비행 신뢰성이 증대되는 장점이 있다. 아울러, 비행 제어는 비행 제어 컴퓨터에 의해 통제되므로, 항공기에 요구되는 변경사항에 대해 소프트웨어 변경 등을 통해 보다 유연하게 대처할 수 있는 장점도 있다.Most of the aircraft that were developed until the 1980s were directly connected to the pilot's steering surface or to the hydraulic system. In this type of aircraft, there were restrictions on operation according to operating conditions (speed, altitude) and operational missions (takeoff and landing, cruise, fighter planes, etc.), and especially for aircraft designed to relieve stability for high- , And a severe maneuver could lead to a situation where the pilot could not control. In order to solve such a problem, recently, an aircraft is provided with FBW which controls a pilot control command and a state information (elevation, speed, attitude angle, angular velocity, acceleration, etc.) Has been used. The stability and maneuverability of this type of aircraft is higher than that of existing aircraft, and it has the advantage that the flight reliability is increased by adopting the multiplexing structure. In addition, since flight control is controlled by the flight control computer, there is also an advantage in that the change required for the aircraft can be more flexibly coped with by changing the software.
한편, FBW 기술이 발전함에 따라서 비행 영역 보호(flight envelope protection) 개념이 항공기 설계에 있어 중요하게 부각되고 있다. 비행 영역 보호란 조종사가 구조적 한계, 공기 역학적 한계, 또는 제어입력 한계를 초과하지 않고 안전한 비행영역 내에서 자유롭게 비행할 수 있도록 보호하는 것을 의미한다. 이러한 기술을 적용하면 항공기의 운영 도중 발생 가능한 비행사고 감소, 임무시간 단축, 조종사의 부하 감소 등을 할 수 있을 뿐 아니라, 조종사에게 허용 가능한 항공기의 최대기동을 수행할 수 있도록 함으로써 임무를 보다 효율적으로 수행할 수 있도록 한다.On the other hand, as the FBW technology develops, the concept of flight envelope protection becomes important in aircraft design. Flight area protection means that the pilot is free to fly freely within the safe flying area without exceeding structural limits, aerodynamic limits, or control input limits. By applying these techniques, it is possible to reduce the number of flying accidents that may occur during operation of the aircraft, to shorten the mission time, to reduce the load on the pilots, and to perform the maximum maneuverability of the aircraft that is acceptable to the pilot, To be performed.
FBW 시스템에서 조종사가 스틱(stick)을 움직여서 입력을 생성하면 비행 제어 컴퓨터에서 조종사 명령과 항공기 상태 값과 곱해지는 제어이득을 통해서 에일러론(aileron), 승강타(elevator), 방향타(rudder), 플랩(flap) 등과 같은 조종면을 움직이게 된다. 비행 제어 컴퓨터의 제어이득을 비행상황에 따라 변경시킴으로써 항공기가 비행영역을 벗어나지 않게 하여 비행영역 보호 시스템을 설계할 수 있다.In the FBW system, when a pilot moves the stick to create an input, the flight control computer generates aileron, elevator, rudder, flap, and flap through the pilot command and the control gain multiplied by the aircraft state value. ) And the like. By changing the control gain of the flight control computer according to the flight situation, the flight area protection system can be designed so that the aircraft does not depart from the flight area.
즉, 항공기가 안전한 영역에서 비행하고 있을 때에는 일정한 값의 제어 이득을 유지하도록 하다가, 상태변수가 제한된 비행영역에 근접함에 따라서 제어이득 값을 낮추어서 항공기에 실제로 가해지는 압력이 줄어들도록 선형적으로 감소시킬 수 있다. 일반적으로 제어이득 값은 항공기의 고도(altitude), 마하(mach)수에 따라 갖게 되어, 도 1에 도시한 바와 같이 2차원 배열로 구성될 수 있다.In other words, when the aircraft is flying in the safe area, it maintains a constant control gain. When the state variable approaches the restricted flight area, the control gain is lowered to linearly decrease the pressure actually applied to the aircraft . Generally, the control gain value is obtained according to the altitude and mach number of the aircraft, and can be configured in a two-dimensional array as shown in FIG.
그러나, 종래와 같이 설계된 제어 이득은 항공기 비행 전 측정된 단일의 무게 중심(center of gravity)을 기준으로 한 것으로서, 무게 중심의 상태변수가 단일의 것으로 비행 영역은 제한될 수밖에 없는 문제가 있다.However, the control gain designed in the past is based on a single center of gravity measured before the flight of the aircraft, and there is a problem that the flying area is limited because the state variable of the center of gravity is single.
다시 말해, 항공기는 비행 중 연료(fuel)를 소모하고, 무장 투하에 따라 무게 중심이 도 2에 도시한 바와 같이 중심에서 전방 또는 후방으로 위치가 변화하게 되고, 무게 중심의 위치 변화에 따라 조종 입력에 대한 비행특성은 도 3에 도시한 바와 같이 달라지게 되는 문제가 있다.In other words, the aircraft consumes fuel during flight, and the position of the center of gravity changes from the center to the front or rear as shown in FIG. 2 according to the armed release, As shown in Fig.
따라서, 항공기의 비행 중 변화되는 무게 중심의 위치를 반영한 비행 제어 이득 설계가 절실하게 요구되는 실정이다.
Therefore, the design of the flight control gain that reflects the position of the center of gravity which changes during the flight of the aircraft is desperately required.
본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는 전술한 바와 같은 종래의 문제를 해결하기 위한 것으로서, 단일의 무게 중심에 의해 설계된 항공기 비행 영역 제한을 완화하고, 비행 특성을 최적화하기 위한 시스템 및 방법을 제공하는 데 있다.
SUMMARY OF THE INVENTION Accordingly, the present invention has been made to solve the above-mentioned problems occurring in the prior art, and it is an object of the present invention to provide a system and method for alleviating restriction of an airplane flight area designed by a single center of gravity and optimizing flight characteristics .
전술한 기술적 과제를 해결하기 위한 수단으로서, 본 발명은 항공기의 조종면에 제어법칙을 적용하여, 상기 항공기의 비행을 제어하는 비행 제어부; 를 포함하는 항공기 비행 제어 시스템에 있어서, 상기 항공기에 탑재되는 물체에 대한 무게 및 위치 정보를 입력받고, 이를 이용하여 상기 항공기의 비행 중 변화되는 무게 중심을 계산하는 무게 중심 연산부; 및 기 설정된 제어이득 스케줄을 이용하여 상기 무게 중심 연산부에 의해 계산된 상기 무게 중심에 따라 정해지는 제어이득을 상기 비행 제어부에 설정하는 제어이득 스케줄러; 를 더 포함하는 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 시스템을 제공한다.As a means for solving the above-mentioned technical problems, the present invention provides a flight control system comprising: a flight control unit for controlling a flight of an aircraft by applying a control law to a control plane of the aircraft; A center-of-gravity computation unit for receiving a weight and position information of an object mounted on the aircraft and calculating a center of gravity of the aircraft during flight using the received information; And a control gain scheduler for setting, in the flight control unit, a control gain determined according to the center of gravity calculated by the center of gravity calculating unit using a predetermined control gain schedule; And a control gain control system according to a change in the center of gravity of the aircraft.
바람직하게는, 상기 무게 중심 연산부가 상기 항공기의 형상 정보와, 조종사의 수, 위치 및 무게에 대한 정보와, 무장의 수, 위치 및 무게에 대한 정보와, 연료 잔량 및 위치에 대한 정보를 이용하여, 무게 중심을 계산할 수 있다.Preferably, the center-of-gravity computation unit uses the information on the shape information of the aircraft, the number of pilots, the position and the weight, the information on the number of armed units, the position and the weight, , The center of gravity can be calculated.
바람직하게는, 상기 제어이득 스케줄이 특정된 적어도 둘 이상의 무게 중심점에서 상기 항공기의 속도 및 고도에 따라 설계된 제어이득을 포함하되, 특정되지 않은 무게 중심점에 대한 제어이득은 내삽 또는 외삽에 의해 정해질 수 있다.Preferably, the control gain for the unspecified center-of-gravity point includes a control gain designed according to the speed and altitude of the aircraft at the at least two center-of-gravity points for which the control gain schedule is specified, which may be determined by interpolation or extrapolation have.
바람직하게는, 상기 무게 중심 연산부 및 상기 제어이득 스케줄러 사이에 연결 배치되어, 상기 무게 중심 연산부에 의해 계산된 변화되는 상기 무게 중심을 상기 제어이득 스케줄러에 전달할지 여부를 외부의 입력에 의해 결정하는 스위치; 를 더 포함할 수 있다.Preferably, a switch that is connected between the center-of-gravity calculating unit and the control gain scheduler, and determines whether to transmit the center of gravity, which is calculated by the center-of-gravity calculating unit, to the control gain scheduler by an external input ; As shown in FIG.
또한, 본 발명은, (a) 항공기에 탑재되는 물체에 대한 무게 및 위치 정보를 입력받는 단계; (b) 상기 무게 및 위치 정보를 이용하여, 상기 항공기의 비행 중 변화되는 무게 중심을 계산하는 단계; (c) 기 설정된 이득 스케줄을 이용하여, 상기 무게 중심의 변화에 따른 제어이득을 정하는 단계; 및 (d) 상기 제어이득에 따라 상기 항공기의 비행을 제어하는 단계; 를 포함하는 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 방법을 제공한다.According to another aspect of the present invention, there is provided a method of controlling an aircraft, the method comprising: (a) receiving weight and position information of an object mounted on an aircraft; (b) calculating a center of gravity of the aircraft that changes during flight using the weight and location information; (c) determining a control gain according to the change of the center of gravity using a predetermined gain schedule; And (d) controlling the flight of the aircraft according to the control gain; And a control gain adjustment method according to a change in the center of gravity of the aircraft.
바람직하게는, 상기 (b) 단계에서 상기 항공기의 형상 정보와, 조종사의 수, 위치 및 무게에 대한 정보와, 무장의 수, 위치 및 무게에 대한 정보와, 연료 잔량 및 위치에 대한 정보를 이용하여, 무게 중심을 계산할 수 있다.Preferably, in the step (b), information on the shape information of the aircraft, information on the number of pilots, position and weight, information on the number of armed weapons, position and weight, So that the center of gravity can be calculated.
또한, 본 발명은 상기 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 방법을 실행하기 위한 컴퓨터 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독 가능한 기록 매체를 제공한다.
In addition, the present invention provides a computer-readable recording medium on which a computer program for executing a control gain adjustment method according to a change in the center of gravity of the aircraft is recorded.
이상의 본 발명에 따른 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 시스템 및 방법은 항공기의 비행 안정성을 향상시키기 위해 항공기의 비행 중 무게 중심의 변화를 반영하여 무게 중심 위치에 따라 실시간으로 최적화된 새로운 제어이득을 제어법칙 내에 반영하여 항공기를 제어함으로써, 항공기의 동적 안정성을 증대시킴과 동시에, 항공기 무게중심 영역 제한을 완화하고, 비행 특성을 최적화시킬 수 있는 효과가 있다.
The control gain control system and method according to the change of the center of gravity of the aircraft according to the present invention can improve the flight stability of the aircraft by reflecting the change of the center of gravity during flight of the aircraft, Is controlled within the control law to control the aircraft, thereby increasing the dynamic stability of the aircraft, alleviating the restriction of the center of gravity of the aircraft, and optimizing the flight characteristics.
도 1은 종래 고도 및 마하수를 파라미터로 하는 제어이득 테이블을 그래프로 나타낸 도면이다.
도 2는 항공기 비행 중 연료 소모 및 무장 투하에 의한 무게 중심 변화를 그래프로 나타낸 도면이다.
도 3은 항공기 무게 중심의 위치에 따른 조종 입력에 대한 비행 특성을 나타낸 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 시스템을 나타낸 도면이다.
도 5a는 종래 제어이득 테이블을 나타내는 도면이고, 도 5b는 본 발명에 따른 제어이득 테이블을 나타내는 도면이다.
도 6은 도 5b의 본 발명에 따른 제어이득 테이블을 그래프로 나타낸 도면이다.
도 7은 제어이득에 따른 안정성에 대한 선형해석 결과를 나타낸 도면이다.
도 8은 무게 중심이 후방으로 이동하였을 때, 피치 더블릿 입력이 생성된 경우의 비행 특성을 나타낸 도면이다.
도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 방법을 단계별로 나타낸 도면이다.FIG. 1 is a graph showing a conventional control gain table with altitude and Mach number as parameters.
Figure 2 is a graphical representation of changes in center of gravity due to fuel consumption and arming during aircraft flight.
FIG. 3 is a graph showing flight characteristics of the steering input according to the position of the center of gravity of the aircraft.
4 is a diagram illustrating a control gain control system according to a change in the center of gravity of an aircraft according to an embodiment of the present invention.
FIG. 5A is a diagram showing a conventional control gain table, and FIG. 5B is a diagram showing a control gain table according to the present invention.
Figure 6 is a graphical representation of the control gain table according to the invention of Figure 5b.
7 is a graph showing a linear analysis result on the stability according to the control gain.
8 is a graph showing the flight characteristics when a pitch doublet input is generated when the center of gravity moves backward.
FIG. 9 is a diagram illustrating a step-by-step method for adjusting a control gain according to a change in the center of gravity of an aircraft according to an embodiment of the present invention.
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.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. The present invention may, however, be embodied in many different forms and should not be construed as limited to the embodiments set forth herein. In order to clearly explain the present invention in the drawings, parts not related to the description are omitted, and similar parts are denoted by similar reference numerals throughout the specification.
본 명세서에서 사용하는 용어 중 "항공기"는 공중을 비행하는 비행체를 통틀어 지칭하는 것으로서, 유인기(有人機) 및 무인기(無人耭)를 포함한다.As used herein, the term "aircraft" refers to all flying objects in the air, including manned aircraft and unmanned aircraft.
이하, 본 발명에서 실시하고자 하는 구체적인 기술내용에 대해 첨부도면을 참조하여 상세하고도 명확하게 설명하기로 한다.
DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Hereinafter, the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.
제어이득 조절 시스템Control Gain Control System
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 시스템을 나타낸 도면이다.4 is a diagram illustrating a control gain control system according to a change in the center of gravity of an aircraft according to an embodiment of the present invention.
도 4에 도시한 바와 같이, 제어이득 조절 시스템(100)은 항공기의 비행을 제어하는 비행 제어부(10), 항공기의 무게 중심을 계산하는 무게 중심 연산부(20) 및 무게 중심 변화에 따라 제어이득을 설정하는 제어이득 스케줄러(30)를 포함하여, 항공기 비행 중 무게 중심 변화를 감지하고, 그에 따른 제어이득을 결정하여, 비행 제어를 하도록 함으로써, 항공기의 동적 안정성 증대, 항공기 비행 영역 제한 완화 및 비행 특성 최적화를 할 수 있다.4, the control
이하, 각 구성에 대해 보다 자세히 살펴보기로 한다.
Hereinafter, each configuration will be described in more detail.
비행 제어부(10)는 항공기의 조종면에 제어법칙을 적용하여, 항공기의 비행을 제어하는 수단이다. 전술한 바와 같이, FBW 방식의 비행제어 방식을 사용하는 항공기에 있어서, 에일러론, 승강타, 방향타, 플랩 등과 같은 조종면은 조종사에 의한 스틱(stick)의 움직임을 입력으로 하여 비행 제어 컴퓨터(Flight Control Computer)가 제어이득을 비행상황에 따라 변경시킴으로써, 항공기가 비행 영역(flight envelope)을 벗어나지 않도록 비행제어하게 한다.The
즉, 비행 제어부(10)는 항공기의 비행을 제어하기 위한 수단으로서, 본질적으로 비행 제어 컴퓨터(FLCC)를 포함한다.
That is, the
무게 중심 연산부(20)는 항공기에 탑재되는 물체에 대한 무게 및 위치 정보를 입력받고, 이를 이용하여 상기 항공기의 비행 중 변화되는 무게 중심을 실시간으로 계산한다.The center-of-
항공기의 무게 중심(center of gravity)은 항공기의 평형점 즉, 항공기의 앞쪽과 뒤쪽의 무거운 정도가 같아지는 점을 말하는 것으로서, 무게 중심을 기준으로 무게와 거리에 따른 모멘트(moment; 어떤 무게에 의한 토크(torque) 값이 될 수 있다)가 일치한다.The center of gravity of an aircraft refers to the equilibrium point of the aircraft, that is, the point where the heights of the front and back of the aircraft are equal to each other. The moment of gravity with respect to the center of gravity (Which may be a torque value).
기본적으로 무게 중심은 하기와 같은 수학식 1과 같이 계산될 수 있다.Basically, the center of gravity can be calculated as shown in
일반적으로, 항공기의 무게 중심은 비행 전 지상에서 조종사, 연료 등이 탑재되지 않은 빈 항공기의 무게를 측정하여, 그에 대한 무게 중심을 계산하고, 그 다음에 추가되는 화물 등에 대한 무게 및 위치를 이용하여 새롭게 무게 중심의 위치를 계산한다.In general, the center of gravity of an aircraft is measured by measuring the weight of an empty aircraft without pilots, fuel, etc., on the ground before the flight, calculating the center of gravity thereof, and using the weight and position And newly calculates the position of the center of gravity.
이렇게 계산된 항공기의 무게 중심 지점은 비행 중 연료 소모 및 무장 투하 등에 의해 무게 중심의 위치가 변하기 때문에(도 2 참조), 본 발명에 따른 무게 중심 연산부(20)는 비행 중 변화되는 연료의 양 또는 무장의 수 등에 의한 무게 및 위치의 변화분을 반영하여 변화된 무게 중심을 계산한다.The center-of-gravity point of the aircraft thus calculated varies with the position of the center of gravity due to fuel consumption during the flight and armed release (refer to FIG. 2) Calculate the changed center of gravity by reflecting the change in weight and position due to the number of armed weapons.
일 예로서, 항공기의 무게 및 위치 정보는 항공기의 형상 정보, 조종사의 수, 조종사에 대한 위치 및 무게 정보(단좌 또는 복좌 등의 정보 포함), 무장의 형태에 따른 위치 및 무게 정보(투하 및 발사 정보 포함), 연료의 잔량 및 위치에 대한 정보 등을 포함하여, 비행 중 실시간으로 무게 중심을 계산하게 된다. 즉, 비행 중의 항공기는 각종 항공 장비에 부착된 센서 등을 통해 연료 소모량 및 무장 투하량 등에 대한 소모된 무게 및 위치를 감지하여, 무게 중심의 변화량 및/또는 새로운 무게 중심의 위치를 계산한다.
As an example, the weight and position information of an aircraft may include the shape information of the aircraft, the number of pilots, the position and weight information (including information such as a single seat or a seat) of pilots, the position and weight information Information about the amount and position of the fuel, etc.), and so on. That is, an aircraft in flight detects the weight and position of consumed fuel consumption and the amount of armaments through a sensor attached to various aviation equipment, and calculates a change in the center of gravity and / or a position of the new center of gravity.
제어이득 스케줄러(30)는 기 설정된 제어이득 스케줄을 이용하여 무게 중심 연산부(20)에 의해 계산된 무게 중심의 위치에 따라 정해지는 제어이득을 비행 제어부(10)에 설정한다.The
제어이득 스케줄러(30)는 무게 중심 연산부(20)에 연결되어, 무게 중심 연산부(20)를 통해 변경된 무게 중심의 위치를 전달받고, 그에 따라 제어이득을 결정한다.The
이때, 제어이득을 결정하기 위해 사용되는 제어이득 테이블은 종래에는 도 5a에 도시한 바와 같이, 고도(ALT) 및 마하수(MACH)를 파라미터(parameter)로 하는 2차원 배열의 구조를 갖으나, 본 발명에 따른 제어이득 테이블은 도 5b에 도시한 바와 같이, 고도(ALT) 및 마하수(MACH) 뿐만 아니라, 변동된 무게 중심의 위치(CG)를 파라미터로 더 추가한 3차원 배열의 구조를 갖는다.In this case, the control gain table used for determining the control gain has a two-dimensional array structure having altitude (ALT) and Mach number (MACH) as parameters, as shown in FIG. 5A, The control gain table according to the present invention has a structure of a three-dimensional arrangement in which not only the altitude (ALT) and Mach number (MACH) but also the position (CG) of the changed center of gravity are added as parameters as shown in Fig. 5B.
본 발명에 따른 제어이득 테이블을 도 1에 대응하여, 그래프로 나타내면 일 예로서, 도 6과 같이 3차원 형태의 그래프로 나타내어질 수 있다. 즉, 고도(ALT) 및 마하수(MACH)를 각각 축으로 하여 제어 이득을 나타내되, 무게 중심(CG) 축이 추가되어, 새롭게 계산된 무게 중심 지점(전방, 중심, 후방 등)에 따라 구분되어 나타내어질 수 있다.The control gain table according to the present invention may be represented by a graph corresponding to FIG. 1, for example, as a graph of a three-dimensional shape as shown in FIG. In other words, the control gain is represented by the altitude (ALT) and the Mach number (MACH) as axes, and a CG axis is added to be divided according to the newly calculated center of gravity point (forward, .
다시 말해, 본 발명은 무게 중심의 위치를 또 하나의 변수로 추가하여 제어이득을 결정하고, 결정된 제어이득에 따라 비행 영역 내에서 비행이 이루어지도록 설계됨으로써, 종래 하나의 위치로 정해진 무게 중심에 의한 설계에 비해서 무게중심 변화에 따른 영향성을 완화시킬 수 있다.In other words, according to the present invention, the control gain is determined by adding the position of the center of gravity as another variable, and the flight is performed in the flight area according to the determined control gain, It is possible to alleviate the influence of the change of the center of gravity compared to the design.
이러한 제어이득은 적어도 둘 이상의 지점일 수 있으나, 바람직하게는 세 지점(전방, 중간, 후방) 혹은 그 이상의 지점에서 ATLAS 시뮬레이션 등을 이용한 트림(trim) 해석 결과를 반영하여 설계됨으로써, 도 5b(b)에 도시한 바와 같은 제어이득 테이블을 생성할 수 있다(종래 제어이득 테이블은 도 5a(b)에 도시한 바와 같이, 무게 중심에 따른 제어이득의 변화가 없다).This control gain may be at least two points, but is preferably designed to reflect the trim analysis results using ATLAS simulations at three points (front, middle, rear) or more, (In the conventional control gain table, there is no change in the control gain according to the center of gravity, as shown in Fig. 5 (a)).
한편, 특정된 무게 중심 지점(design point)이 아닌 벗어난 지점에 대한 제어이득은 특정된 무게 중심점에서 해석 결과 얻어진 제어이득을 이용하여, 내삽(interpolation) 또는 외삽(extrapolation) 처리를 하여 결정될 수 있다.On the other hand, the control gain for a point other than the specified design center point can be determined by interpolation or extrapolation processing using the control gain obtained as a result of analysis at the specified center point of gravity.
그 결과, 제어이득 적용시 항공기의 무게 중심 변화에 따라 달리 생성된 제어이득 테이블을 이용함으로써, 종래 제어이득에 따른 종축 안정성(정안정성 내지 동안정성)에 대한 선형해석 결과(도 7(a) 참조)와 달리, 전(全) 무게 중심의 변화 영역에서의 비행 특성이 만족됨을 볼 수 있고(도 7(b) 참조), 또한 도 8에 도시한 바와 같이, 무게 중심이 후방으로 이동하였을 때, 피치 더블릿(pitch doublet) 입력이 생성된 경우 비행 특성이 종래 보다 안정화됨을 볼 수 있다. 이와 같이, 비행 중 변화되는 무게 중심의 영향성이 제거됨으로써, 항공기의 종축(logitudinal)에 대한 동적 안정성을 확보함과 동시에, 비행특성을 최적화시킬 수 있고, 무게 중심 운용 범위 내에서의 무장 및 센서 등을 포함한 화물 등을 추가 장착할 수 있는 능력을 확보할 수 있다.
As a result, by using the control gain table generated differently according to the change in the center of gravity of the aircraft when the control gain is applied, the linear analysis result (vertical stability to inward stability) according to the conventional control gain (See Fig. 7 (b)), and when the center of gravity moves backward as shown in Fig. 8, It can be seen that the flight characteristics are stabilized when the pitch doublet input is generated. As such, the influence of the center of gravity, which is changed during flight, is removed, thereby ensuring dynamic stability against the longitudinal axis of the aircraft, optimizing flight characteristics, It is possible to secure the ability to additionally mount the cargo including the cargo.
한편, 본 발명에 따른 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 시스템(100)은 무게 중심 연산부(20)와 제어이득 스케줄러(30) 사이에 배치된 스위치(40)를 더 포함할 수 있다.The control
스위치(40)는 도 4에 도시한 바와 같이, 상기의 위치에 배치 및 연결되어, 무게 중심 연산부(20)에 의해 계산된 변환되는 무게 중심을 제어이득 스케줄러(30)에 전달할지 여부를 결정하는 수단으로서, 안정성(safety) 관점에서 무게 중심 계측을 위한 센서 등의 고장 시에도 스위치(40)의 선택으로 기존 단일 무게 중심에서의 제어이득을 적용할 수 있도록 한다.The
즉, 종래와 같이, 무게 중심의 위치 변화에 영향 없이 무게 중심 한 지점을 기준한 제어이득을 따라 비행제어를 하도록 하거나, 본 발명과 같이 무게 중심 변화에 따른 새로운 제어이득을 비행제어에 적용할 수 있도록 외부 입력에 따라 선택적으로 적용 여부를 결정하도록 하는 수단을 제공한다.
That is, as in the prior art, it is possible to perform the flight control according to the control gain based on the point of the center of gravity without affecting the position of the center of gravity, or to apply the new control gain according to the change of the center of gravity to the flight control And to selectively determine whether or not to be applied according to an external input.
제어이득 조절 방법Control Gain Adjustment Method
도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 방법을 단계별로 나타낸 도면이다.FIG. 9 is a diagram illustrating a step-by-step method for adjusting a control gain according to a change in the center of gravity of an aircraft according to an embodiment of the present invention.
도 9에 도시한 바와 같이, 본 발명에 따른 제어이득 조절 방법은 항공기의 무게 정보를 입력받는 단계(S10), 무게 정보를 이용하여 항공기의 비행 중 변화되는 무게 중심을 실시간으로 계산하는 단계(S20), 기 설정된 이득 스케줄을 이용하여 무게 중심의 변화에 따른 제어이득을 정하는 단계(S30) 및 제어이득에 따라 항공기의 비행을 제어하는 단계(S40)를 포함하여, 비행 중 변화하는 무게 중심의 위치에 따른 제어이득은 실시간으로 결정되고, 그에 따라 항공기를 제어함으로써, 항공기 동적 안정성 여유 확보와 비행 특성 최적화 등을 도모할 수 있다.As shown in FIG. 9, the control gain adjustment method according to the present invention includes steps of receiving weight information of an aircraft (S10), calculating a center of gravity of the aircraft during flight of the aircraft using the weight information in real time (S30) of determining a control gain according to a change in center of gravity using a predetermined gain schedule, and controlling a flight of the aircraft according to a control gain, , The control gain is determined in real time, and by controlling the aircraft accordingly, securing the dynamic stability margin of the aircraft and optimizing the flight characteristics can be achieved.
즉, 앞선 제어이득 조절 시스템을 이용한 제어이득 조절 방법으로서 전술한 내용이 그대로 적용될 수 있으므로, 중복된 설명은 생략하기로 한다.That is, since the above-described contents can be directly applied as the control gain adjustment method using the control gain adjustment system described above, redundant description will be omitted.
먼저, 항공기는 비행 전 빈 항공기에 대한 무게 중심과 추가 탑재되는 무장 등에 대한 무게 및 위치 정보를 입력받고(S10), 이후 비행 중 소모되는 연료 및 투하되는 무장 등에 의해 변화되는 무게 중심의 위치를 계산한다(S20). 일 예로서, 무게 중심은 항공기의 형상 정보와, 조종사의 수, 위치 및 무게에 대한 정보, 무장의 수, 위치 및 무게에 대한 정보와, 연료 잔량 및 위치에 대한 정보를 이용하여, 실시간으로 무게 중심을 계산한다.First, the aircraft receives the weight and position information of the center of gravity of the empty aircraft before the flight and the additional armed weapons (S10), calculates the position of the center of gravity which is changed by the fuel consumed during the flight and the armed weapon (S20). As an example, the center of gravity may be weighted in real time using information about the shape of the aircraft, information about the number of pilots, position and weight, information about the number of armed weapons, position and weight, Calculate the center.
이렇게 변화되는 무게 중심의 위치에 따라 기 설정된 이득 스케줄을 이용하여, 제어이득을 정하고(S30), 정해진 제어이득에 따라 비행제어가 이루어지도록 함으로써(S40), 무게 중심 변화가 반영된 제어이득을 새롭게 적용하여, 무게 중심이 변화되는 전(全) 영역에서 비행 특성이 만족됨은 물론이고, 무게 중심의 변화에 대한 영향성이 제거됨으로써, 비행 특성을 최적화시킴과 동시에, 단일된 무게 중심을 상태 변수로 하는 제어이득에 비해 항공기 무게 중심 영역 제한을 완화시킬 수 있다.
The control gain is determined using a predetermined gain schedule according to the position of the center of gravity thus changed (S30), the flight control is performed according to the determined control gain (S40), and the control gain reflecting the center of gravity is newly applied Thus, not only the flight characteristics are satisfied in all regions where the center of gravity is changed, but also the influence on the change of the center of gravity is eliminated, thereby optimizing the flight characteristics and setting the single center of gravity as the state variable The center-of-gravity limit of the aircraft can be relaxed compared to the control gain.
컴퓨터 프로그램을 기록한 기록 매체A recording medium on which a computer program is recorded
이상 설명된 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 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.
The control gain control method according to the change of the center of gravity of the aircraft according to the present invention may be implemented in the form of program instructions that can be executed through various computer components and recorded in a computer readable recording medium . The computer-readable recording medium may include program commands, data files, data structures, and the like, alone or in combination. The program instructions recorded on the computer-readable recording medium may be those specially designed and configured for the present invention or may be those known and used by those skilled in the computer software arts. Examples of computer-readable recording media include magnetic media such as hard disks, floppy disks, and magnetic tape; optical recording media such as CD-ROMs and DVDs; magneto-optical media such as floptical disks; optical media), and hardware devices specifically configured to store and execute program instructions such as ROM, RAM, flash memory, and the like. Examples of program instructions include machine language code such as those generated by a compiler, as well as high-level language code that can be executed by a computer using an interpreter or the like. The hardware device may be configured to operate as one or more software modules for performing the processing according to the present invention, and vice versa.
이상에서 설명한 본 발명의 바람직한 실시예들은 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 등은 이하의 특허청구범위에 속하는 것으로 보아야 할 것이다.
It will be apparent to those skilled in the art that various modifications and changes can be made in the present invention without departing from the spirit or scope of the present invention as defined by the appended claims. It will be appreciated that such modifications and variations are intended to fall within the scope of the following claims.
10: 비행 제어부 20: 무게 중심 연산부
30: 제어이득 스케줄러 40: 스위치
100: 제어이득 조절 시스템10: flight control unit 20:
30: control gain scheduler 40: switch
100: Control gain control system
Claims (7)
상기 항공기에 탑재되는 물체에 대한 무게 및 위치 정보를 입력받고, 이를 이용하여 상기 항공기의 비행 중 변화되는 무게 중심을 계산하는 무게 중심 연산부; 및
기 설정된 제어이득 스케줄을 이용하여 상기 무게 중심 연산부에 의해 계산된 상기 무게 중심에 따라 정해지는 제어이득을 상기 비행 제어부에 설정하는 제어이득 스케줄러를 더 포함하되,
상기 제어이득 스케줄은 특정된 적어도 둘 이상의 무게 중심점에서 상기 항공기의 속도 및 고도에 따라 설계된 제어이득을 포함하되, 특정되지 않은 무게 중심점에 대한 제어이득은 내삽 또는 외삽에 의해 정해지는 것을 특징으로 하는 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 시스템.1. An aircraft flight control system comprising a flight control unit for controlling a flight of an aircraft by applying a control law to a pilot plane of the aircraft,
A center of gravity calculating unit for receiving weight and position information of an object mounted on the aircraft and calculating a center of gravity of the aircraft during flight using the received information; And
And a control gain scheduler for setting a control gain determined in accordance with the center of gravity calculated by the center-of-gravity calculating unit to the flight control unit using a predetermined control gain schedule,
Characterized in that the control gain schedule comprises a control gain designed according to the speed and altitude of the aircraft at at least two specified center of gravity points and wherein the control gain for an unspecified center of gravity point is determined by interpolation or extrapolation. Control Gain Control System with Variation of Center of Gravity.
상기 무게 중심 연산부는,
상기 항공기의 형상 정보와, 조종사의 수, 위치 및 무게에 대한 정보와, 무장의 수, 위치 및 무게에 대한 정보와, 연료 잔량 및 위치에 대한 정보를 이용하여, 무게 중심을 계산하는 것을 특징으로 하는 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 시스템.The method according to claim 1,
The center-
The center of gravity is calculated by using the information about the shape information of the aircraft, the number of pilots, the position and the weight, the information about the number of armed weapons, the position and the weight, Control Gain Control System with Variation of Center of Gravity of Aircraft.
상기 무게 중심 연산부 및 상기 제어이득 스케줄러 사이에 연결 배치되어,
상기 무게 중심 연산부에 의해 계산된 변화되는 상기 무게 중심을 상기 제어이득 스케줄러에 전달할지 여부를 외부의 입력에 의해 결정하는 스위치;
를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 시스템.The method according to claim 1,
And a control gain scheduler connected to the center-of-
A switch for determining, by an external input, whether to transfer the center of gravity, which is calculated by the center-of-gravity calculating section, to the control gain scheduler;
Wherein the control gain control system is further configured to adjust the center of gravity of the aircraft according to the change of the center of gravity of the aircraft.
(b) 상기 무게 및 위치 정보를 이용하여, 상기 항공기의 비행 중 변화되는 무게 중심을 계산하는 단계;
(c) 기 설정된 제어이득 스케줄을 이용하여, 상기 무게 중심의 변화에 따른 제어이득을 정하는 단계; 및
(d) 상기 제어이득에 따라 상기 항공기의 비행을 제어하는 단계;
를 포함하며,
상기 제어이득 스케줄은 특정된 적어도 둘 이상의 무게 중심점에서 상기 항공기의 속도 및 고도에 따라 설계된 제어이득을 포함하되, 특정되지 않은 무게 중심점에 대한 제어이득은 내삽 또는 외삽에 의해 정해지는 것을 특징으로 하는 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 방법.(a) receiving weight and position information for an object mounted on an aircraft;
(b) calculating a center of gravity of the aircraft that changes during flight using the weight and location information;
(c) determining a control gain according to the change of the center of gravity using a predetermined control gain schedule; And
(d) controlling the flight of the aircraft according to the control gain;
/ RTI >
Characterized in that the control gain schedule comprises a control gain designed according to the speed and altitude of the aircraft at at least two specified center of gravity points and wherein the control gain for an unspecified center of gravity point is determined by interpolation or extrapolation. A control gain control method according to the change of the center of gravity of the control gain.
상기 (b) 단계는,
상기 항공기의 형상 정보와, 조종사의 수, 위치 및 무게에 대한 정보와, 무장의 수, 위치 및 무게에 대한 정보와, 연료 잔량 및 위치에 대한 정보를 이용하여, 무게 중심을 계산하는 것을 특징으로 하는 항공기의 무게 중심 변화에 따른 제어이득 조절 방법.6. The method of claim 5,
The step (b)
The center of gravity is calculated by using the information about the shape information of the aircraft, the number of pilots, the position and the weight, the information about the number of armed weapons, the position and the weight, A control gain control method according to the change of the center of gravity of an aircraft.
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