KR101698625B1

KR101698625B1 - 비행기의 착륙품질을 검측하는 방법

Info

Publication number: KR101698625B1
Application number: KR1020120082002A
Authority: KR
Inventors: 후이펑 딩; 지아주 우; 유빈 우; 이 주; 민지에 탕; 지핑 후앙; 레이 천; 지앙 유안
Original assignee: 에어 차이나 리미티드
Priority date: 2011-07-27
Filing date: 2012-07-26
Publication date: 2017-01-20
Also published as: US20130030614A1; EP2557542A2; JP6099897B2; HK1179687A1; JP2013028339A; CN102262686A; KR20130014036A; TW201307158A; TWI548565B; EP2557542A3; CA2783912A1; SG187366A1; CN102901531B; CN102901531A; US9026280B2; AU2012208969A1; CA2783912C; EP2557542B1; AU2012208969B2

Abstract

본 발명은 비행기 착륙시 수직속도가 제1소정치를 초과하였는지 또는 수직 가속도가 제2소정치를 초과하였는지를 확인하는 단계; 착륙 데이터를 채집하는 단계; 비행기 착륙시 상기 수직속도가 상기 제1소정치를 초과하였거나 또는 상기 수직 가속도가 제2소정치를 초과한 것에 상응하여 채집한 상기 착륙 데이터에 따라 착륙 메시지를 발생하는 단계; 상기 착륙 메시지를 저장하거나 또는 전송하는 단계; 및, 상기 착륙 메시지 중의 상기 착륙 데이터에 따라 비행기의 착륙품질을 확인하는 단계를 포함하는 비행기의 착륙품질을 검측하는 방법에 관한 것이다.

Description

비행기의 착륙품질을 검측하는 방법{A METHOD FOR DETECTING THE LANDING QUALITY OF AN AIRCRAFT}

본 발명은 비행기의 운행상태를 검측하는 방법에 관한 것이고 특히 비행기의 착륙품질을 검측하는 방법에 관한 것이다.

"거친 착륙(Heavy Landing)" 또는 경착력(Hard landing)이란 비행기 착륙시 수직방향에서의 속도 또는 가속도가 극한치를 초과한 착륙사건을 가리키는데 여기서 거친 착륙은 비행기의 착륙중량이 최대 착륙중량보다 크고 한도를 초과한 것을 가리키고 경착륙은 비행기의 착륙중량이 최대 착륙중량보다 작거나 같고 한도를 초과하는 것을 가리킨다. 거친/경착륙은 비행기의 구조, 특히 비행기 날개, 랜딩 기어와 엔진 등 비교적 큰 부하를 받는 부품에 대해 강렬한 충격과 진동을 주어 비행기 구조의 손상을 일으킨다. 따라서 거친/경착륙이 발생하면 항공사는 반드시 비행기에 대해 엄격한 안전검진을 실시하여 운항 안전을 확보해야 한다.

서로 다른 여객기의 극한치는 서로 다르다. 예를 들어, 보잉 B747-400의 착륙 수직 가속도의 극한치는1.7G이고, 보잉 B737-600의 착륙 수직 가속도의 극한치는2.1G이지만, 에어버스 A320의 극한치는 2.6G이다.

비행기 제조회사의 규정에 의하면, 비행기의 거친 착륙 또는 경착륙사건이 발생되었다는 것을 보고하는 담당주체는 비행인원이다. 그러나 비행인원이 보고하는 거친 착륙 또는 경착륙사건은 아주 큰 불확실성이 존재한다. 비행인원이 보고한 대부분 거친 착륙 또는 경착륙사건에 대한 최종처리결과는 모두 거친 착륙 또는 경착륙이 발생하지 않았음"이였다. 그러나 전반 처리과정은 비행기의 운행중단과 정비자원의 큰 낭비를 초래한다.

신속접근기록장치（Quick Access Recorder(QAR)）의 데이터를 해독함으로써 비행한도초과 데이터의 통계와 추세분석을 얻을 수 있어 우환을 배제하고 비행안전을 확보하는 것에 도움이 된다. 그러나 거친 착륙 또는 경착륙사건을 처리할 때 QAR해독결과와 실제상황 사이에 큰 차이가 있음을 자주 발견할 수 있다. QAR해독데이터는 직접 거친 착륙 또는 경착륙사건의 판단에 사용할 수 없다.

비행기의 기체구조 메시지도 거친 착륙 또는 경착륙의 판단에 사용할 수 있다. 기체구조 메시지는 비행기 시스템메시지의 하나로서 비행기의 데이터시스템에 의해 자동으로 발생된다. 그러나 실제 사용에서 비록 많은 경우에 비행인원이 거친 착륙 또는 경착륙사건을 보고하였지만 비행기의 데이터시스템은 기체구조 메시지를 발생하지 않았다는 것을 발견하였다. 따라서, 시스템의 기체구조 메시지도 직접 거친 착륙 또는 경착륙사건의 판단에 사용할 수 없다.

따라서, 기존기술에 있어서 비행인원이 거친 착륙 또는 경차륙사건을 보고하면 정비인원은 초기 비행데이터를 비행기 제조회사에 제출하여 분석할 수 밖에 없다. 이러한 방식은 비용이 많이 필요할 뿐만 아니라, 대기시간이 오래 소요되어 비행기의 정상적인 운행에 영향을 끼친다.

기존기술에 존재하는 하나 또는 여려개의 기술문제에 대하여 본 발명의 한 측면에 따르면 비행기 착륙시 수직속도가 제1소정치를 초과하거나 또는 수직 가속도가 제2소정치를 초과하였는지를 확인하는 단계; 착륙 데이터를 채집하는 단계; 비행기 착륙시 상기 수직속도가 상기 제1소정치를 초과하였거나 또는 상기 수직 가속도가 제2소정치를 초과한 것에 상응하여 채집한 상기 착륙 데이터에 따라 착륙 메시지를 발생하는 단계; 상기 착륙 메시지를 저장하거나 또는 전송하는 단계; 및 상기 착륙 메시지 중의 상기 착륙 데이터에 따라 비행기의 착륙품질을 확인하는 단계를 포함하는 비행기의 착륙품질을 검측하는 방법을 제시하고 있다.

본 발명의 다른 한 측면에 따르면 비행기가 접지하였는지를 확인하는 단계; 비행기 접지에 상응하여 착륙 데이터를 채집하는 단계; 비행기 착륙시 바운스가 발생하였는지를 확인하는 단계; 비행기 착륙시 바운스가 발생한 것에 상응하여 비행기가 재차 접지하는 2차 착륙 데이터를 채집하는 단계; 채집한 상기 착륙 데이터와 상기 2차 착륙 데이터에 의해 착륙 메시지를 발생하는 단계; 상기 착륙 메시지를 저장하거나 또는 전송하는 단계; 및, 상기 착륙 메시지 중의 상기 착륙 데이터에 따라 비행기의 착륙품질을 확인하는 단계를 포함하는 비행기의 착륙품질을 검측하는 방법을 제시하고 있다.

이하 첨부 도면에 결부하여 본 발명의 바람직한 실시방식을 더욱 상세하게 설명한다.
도1은 본 발명의 일 실시예에 따른 ACMS시스템을 이용하여 비행기 착륙 데이터를 획득하는 예시도이고,
도2는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행기의 랜딩 기어부분의 구조예시도이고,
도3은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행기의 거친 착륙 또는 경착륙을 검측하는 방법의 흐름도이고,
도4는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행기의 ACMS시스템을 이용하여 착륙 메시지를 생성하는 방법의 흐름도이고,
도5는 본 발명의 일 실시예에 따른 ACMS시스템에서 착륙 쇼트 메시지를 생성하는 촉발기의 관계예시도이고,
도6은 본 발명의 다른 실시예에 따른 비행기 ACMS시스템을 이용하여 착륙 메시지를 생성하는 방법의 흐름도이고,
도7은 본 발명의 다른 실시예에 따른 ACMS시스템에서 착륙 메시지를 생성하는 촉발기의 관계예시도이고,
도8은 본 발명의 다른 실시예에 따른 착륙 쇼트 메시지의 예시이고,
도9는 본 발명의 다른 실시예에 따른 착륙 롱 메시지의 예시이다.

비행기 시스템이 점점 복잡해짐에 따라 비행기 데이터 시스템은 큰 발전을 얻게 되었다. 예를 들어, 에어버스의 비행상태감시 시스템(Aircraft Condition Monitoring System (ACMS)) 및 보잉사의 비행건강감시 시스템(Aircraft Heath Monitor (AHM)시스템)이 있다.

에어버스의 ACMS시스템을 예로 하면 ACMS시스템은 비행기의 다수개의 중요부품의 성능을 감시하는데 발동기, 운항승무원, 기내 보조 동력 유닛 Airborne Auxiliary Power Unit （APU） 및 객실을 포함한다. ACMS시스템은 중요한 운항기성능（Aircraft Performance Monitoring）을 감시하고, 데이터를 기록하며（Date Recording）, 특별조사와 고장검색（Special Investigation & Trouble Shooting）등 기능을 더 가지고 있다.

ACMS시스템은 13,000여개 비행데이터를 실시적으로 감측한다. 또한 일정한 촉발조건을 만족할 경우, ACMS는 실시적으로 감측된 데이터에 따라 특정데이터를 포함한 메시지를 자동적으로 생성할 수 있다.

에어버스의 ACMS시스템을 예로 하면 ACMS시스템은 비행종합데이터시스템 Aircraft Integrated Data System （AIDS）을 포함한다. 데이터관리유닛Data Management Unit（DMU）은 AIDS시스템의 핵심이다. DMU는 이하 두 개 아주 중요한 기능이 있다.

- 비행기의 여러 파라미터를 채집, 처리, 기록한다. 블랙박스의 데이터를 포함한다. 이들 파라미터는 AIDS수자기록기 Digital AIDS Recorder（DAR）과 같은 DMU 내부의 비휘발성 메모리 또는 외부의 기록기에 보존되어 있다.

- 시스템 메시지를 생성한다. 비행기의 상태 또는 시스템의 파라미터가 메시지의 촉발조건을 만족할 때 특정한 메시지를 촉발하여 생성한다. 이러한 메시지는 모두 DMU의 비휘발성메모리에 저장된다.

도1은 본 발명의 일 실시예에 따른 ACMS시스템을 이용하여 비행기 착륙 데이터를 획득하는 예시도이다. 도면에서 예시한 바와 같이 비행기(110)는 ACMS시스템과 랜딩 기어(120)(메인 랜딩 기어의 일부분만 도시)를 포함한다. 랜딩 기어(120)의 센서는 비행기(110)의 ACMS시스템에 연결된다. 비행기 착륙 시 랜딩 기어(120)의 센서가 비행기가 이미 접지된 것을 감측되면 ACMS시스템은 자신과 연결된 기타 센서를 통해 비행기의 착륙 데이터를 획득하여 비행기가 착륙과정에서 거친 착륙 또는 경착륙을 발생하였는지를 판단한다.

도2는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행기 랜딩기어부분의 구조예시도이다. 도면에서 예시한 바와 같이 랜딩 기어(200)는 바퀴(201), (202)를 포함한다. 바퀴(201), (202)는 윤축 부품(203)에 의해 완충 버팀대(204)에 연결된다. 완충 버팀대(204)는 액체압력 피스톤 동작의 신축구조를 포함한다. 비행기의 바퀴(201), (202)가 접지한 후 완충 버팀대(204)는 신장상태에서 압축상태로 압축되어 완충작용을 하며 접지시 비행기에 대한 충격을 줄인다.

완충 버팀대(204)에는 스위치에 근접하는 위치상태의 변화를 통해 완충 버팀대(204)가 압축상태인지 아니면 신장상태인지를 반응하는 센서가 설치되어 있다. 완충 버팀대(204)의 센서를 통해 완충 버팀대(204)의 상태를 감측할 수 있으며 비행기가 접지되었는지를 판단할 수 있다. 비행기의 ACMS시스템은 비행기가 접지되었다고 판단한 후 ACMS와 연결된 기타 센서를 통해 비행기의 수직속도와 수직 가속도 및 관련되는 비행자세 데이터를 획득한다. 이러한 착륙 데이터는 다음과 같은 데이터를 포함하지만 이에 제한되지 않는다.

1. 비행기 접지전 1초의 RALT(무선고도ft), RALR(수직속도ft/sec), PTCH(부앙각도deg), PTCR(부앙속도deg/sec), ROLL(회전각도deg), ROLR(회전속도deg/sec)과 YAW(편류속도deg/sec)수치;

2. 비행기 접지시의 RALT(무선고도ft), RALR(수직속도ft/sec), PTCH(부앙각도deg), PTCR(부앙속도deg/sec), ROLL(회전각도deg), ROLR(회전속도deg/sec)과 YAW(편류속도deg/sec)수치;

3. 접지전 1초부터 접지기간의 VRTA(수직하중), LONA(종방향하중)과 LATA(횡방향하중)의 최대치와 최소치;

4. 접지전 1초부터 접지후 3초까지의 VRTA(수직하중), LONA(종방향하중), LATA(횡방향하중)의 최대치와 최소치.

설명하여야 할 점은 ACMS시스템이 획득한 데이터는 즉시에 측정되고 데이터 캐시에 저장되어 있는 것이다. 설정한 촉발조건을 만족하여 촉발될 경우, 데이터 캐시에서 촉발조건을 만족하기 전의 관련 데이터를 획득할 수 있으며 또한 실현할 수 있다.

도3은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행기의 거친 착륙 또는 경착륙을 검측하는 방법의 흐름도이다. 도면에서 예시한 바와 같이, 본 실시예의 비행기의 거친 착륙 또는 경착륙을 검측하는 방법(300)은 단계(320)에서 비행기 접지시의 수직속도가 소정치를 초과하였는지를 판단하는 단계를 포함한다. 소정치를 초과하지 않았다면 단계(330)에서 착륙 메시지를 생성할 필요가 없다.

단계(320)에서 적절한 수직속도 소정치를 설정하는 것을 통해, 거친 착륙사건과 유사한 모든 데이터의 기록을 확보할 수 있다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 수직속도 소정치의 절대치는 0.5ft/s(피트/초)보다 작거나 같다. 이 수직속도의 소정치를 설정하는 것을 통해 비행기가 착지할 때마다 모두 착륙 메시지를 채집하여 생성할 수 있도록 확보하는데 이때 비행기가 정상적인 착지라도 마찬가지다.

수직속도의 소정치를 설정하는 다른 한 장점은 착륙 메시지를 생성하는 촉발조건을 원활하게 개변할 수 있어 거친 착륙 또는 경착륙과 관련되는 데이터만 채집 및 기록하거나 또는 비행기가 착지할 때마다 데이터를 채집 및 기록하는 것이 아니라 사용자가 실제수요에 따라 비행기의 착지상태를 채집 및 기록할 수 있다. 예를 들어, 수직속도의 소정치를 수직속도 극한치보다 20%~40% 작게 줄여 착지가 거칠면 데이터를 채집 및 기록하여 착륙 메시지를 생성하게 한다.

착륙시의 수직속도가 소정치를 초과하면, 단계(340)에서 착륙 데이터를 채집한다. 이 후, 단계(350)에서 채집한 착륙 데이터에 따라 착륙 메시지를 생성한다. 단계(340)에서 비행기의 ACMS시스템을 이용하여 착륙 데이터를 채집할 수 있다. ACMS시스템의 DMU는 특정한 촉발조건에 의해 상응되는 착륙 데이터의 채집과정을 개시한다. 데이터 채집을 완성한 후 단계(350)에서 채집한 착륙 데이터에 따라 착륙 메시지를 생성한다.

단계(360)에서 착륙 메시지를 저장하거나 또는 전송한다. 단계(370)에서 착륙 메시지 중의 착륙 데이터에 따라 비행기가 착륙시 거친 착륙 또는 경착륙을 발생하였는지를 확인한다.

본 발명의 일 실시예에 따르면 비행기 착륙시 수직방향에서의 속도 또는 가속도가 극한치를 초과하는 것을 통해 거친 착륙 또는 경착륙이 발생되었는지를 판단한다. 비행기 구조강도의 극한을 감안하면, 비행기의 수직속도의 극한치는 비행기의 착륙중량과 관계된다. 수직속도(RALR)가 한도를 초과하였는지의 판단에 있어서 비행기의 착륙중량에 따라 별도로 비교할 필요가 있다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 비행기의 착륙중량이 최대 착륙중량보다 작을 경우 극한치는 -9피트/초이다. 비행기의 착륙중량이 최대 착륙중량보다 클 경우 극한치는 -6피트/초이다. 상기 내용은 하나의 예에 불과하며, 착륙중량이 최대 착륙중량보다 작거나 큰 경우 서로 다른 비행기의 극한치는 서로 다르다.

수직속도가 한도를 초과하였는지를 판단하는 논리와 같이 수직하중(VRTA)이 한도를 초과하였는지의 판단에서 비행기 수직하중의 극한치도 비행기의 착륙중량과 관계된다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 비행기의 착륙중량이 최대 착륙중량보다 작을 경우 극한치는 2.6G이고, 비행기의 착륙중량이 최대 착륙중량보다 클 경우, 극한치는 1.7G이다. 상기 내용은 하나의 예에 불과하며 착륙중량이 최대 착륙중량보다 작거나 큰 경우 서로 다른 비행기의 극한치는 서로 다를 수 있다.

비행기 착륙시의 수직속도와 수직 가속도가 극한치를 초과하였는지 또는 극한치에 접근하였는지를 종합해 감안하면 많은 경우 거친 착륙 또는 경착륙이 발생되었는지를 직접 판단할 수 있다. 직접 판단할 수 없더라도 비행기 착륙시 거친 착륙을 발생하였는지에 대해 가치가 있는 참고를 제공할 수 있고 비행인원의 보고와 기타 요인을 결부하면 비행기가 착륙시 거친 착륙 또는 경착륙을 발생하였는지를 확인할 수 있어 초기데이터를 항공사에 발송하여 처리할 필요가 없다.

도4는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행기 ACMS시스템을 이용하여 착륙 메시지를 생성하는 방법의 흐름도이다. 도면에서 도시한 바와 같이 본 실시예의 착륙 데이터 채집방법(400)은 단계(410)에서 비행기가 접지하였는지를 판단하는 단계를 포함한다. 본 발명의 일 실시예에 따르면 비행기의 좌측 메인 랜딩 기어 완충 버팀대와/또는 우측 메인 랜딩 기어 완충 버팀대가 신장상태에서 압축상태로 변환되었는지를 검측하여 비행기가 접지하였는지를 판단한다.

비행기가 접지되었다면 단계(420)에서 비행기 착륙시의 수직속도와 수직 가속도가 임계치를 초과하였는지를 판단한다. 이와 동시에, 단계(430)에서 비행기 접지전 1초와 비행기 접지시의 착륙 데이터 및 접지전 1초부터 접지후 3초내의 착륙 데이터를 채집한다. 단계(440)에서 수직속도와 수직 가속도 중의 어느 하나가 임계치를 초과하면 채집한 모든 착륙 데이터를 포맷하여 착륙 쇼트 메시지를 생성한다. 그렇지 않으면 착륙 메시지를 생성하지 않는다.

도5는 본 발명의 일 실시예에 따른 ACMS시스템에서 착륙 쇼트 메시지를 생성하는 촉발기의 관계예시도이다. 도5에서 도시한 촉발기는 도4에서 도시한 방법에 사용할 수 있다. 도5에서 도시한 바와 같이, DMU에서 최고 서비스TOPSERV는 시스템이 보류한 촉발기인데 처리기의 메인 스레드 또는 운영 시스템의 기반서비스에 해당된다. 기타 모든 촉발기는 모두 TOPSERV에서 기동되거나 활성화된다. 비행기가 곧 착륙하기전에 슬랫이 5도이상 전개되고 비행고도가 10000피트이하인 FINAL APPR단계에서 DMU중의 TOPSERV가 촉발기(LAND1)를 활성화하여 비행기가 접지하였는지를 감시한다.

LAND1이 임의의 좌, 우 메인 랜딩 기어의 압축으로 주변의 스위치 상태가 개변된것을 검측한 후, "비행기 접지"로 표시한다. 이와 동시에, LAND1이 촉발기(LAND2) 또는 LAND2B, LAND3, LAND4를 활성화한다. 여기서 LAND2, LAND2B는 모두 비행기가 접지하는 수직속도(RALR)와 수직 가속도(VRTA)가 임계치를 초과하였는지를 판단하는데 사용된다. LAND1이 활성화한 LAND3과 LAND4는 착륙 데이터를 기록한다.

LAND4 실행한 후 쇼트 메시지 중의 모든 파라미터에 대한 채집이 완성되며 그후 인쇄와 열람의 편리를 위해 파라미터의 형식을 전환하며 최종으로 착륙 쇼트 메시지를 생성한다.

본 발명의 일 실시예에 따르면 LAND1은 비행기가 착지하는 판단 과정에서 LAND1이 실행한 후 좌, 우 메인 랜딩 기어 완충 버팀대가 스위치에 근접하는 위치상태를 인출한다. 1/32초 내에서 변화하는지를 검측하도록 검측빈도는 32회/초이다. 위치상태를 표시하는 파라미터가 0에서 1로 변하면, 임의의 완충 버팀대가 신장위치에서 압축위치로 되돌아갔음을 의미한다. 이로써 비행기가 착지되었다는 것으로 판단한다. 이 때가 바로 비행기가 착지하는 시점의 기점이다.

본 발명의 일 실시예에 따르면, LAND2, LAND2B는 다음과 같은 방식을 이용하여 비행기 접지시의 수직속도(RALR)와 수직 가속도(VRTA)가 임계치를 초과하였는지를 판단한다. 비행기의 착지상태를 더욱 정확하게 반영하기 위해 착지 전후 0.5초내의 RALR과 VRTA가 임계치를 초과하였는지를 판단하여야 한다.

본 실시예에서 먼저 LAND2를 활성화시킨다. LAND1은 착지 시간치T₀을 출력하고 T₀은 0~32사이의 정수이다. LAND2은 T₀을 수치범위가 0~5사이에 있는 미세조정 파라미터CHK와 비교하는데 T₀/2-CHK<0이면 접지시점과 파라미터 측정시점이 너무 접근하기에 접지에 인한 데이터변화가 아직 측정된 파라미터에 반영되지 않았을 가능성이 있으므로 LAND2B를 활성화하여 착지시점의 다음1초내의 RALR과 VRTA가 임계치를 초과하였는지를 판단하고 LAND2를 종료한다. T₀/2-CHK>0이면 LAND2는 착지시점의 RALR과 VRTA가 임계치를 초과하였는지를 판단한다. 임계치를 초과하지 않았다면 LAND2는T₀을 16과 비교하여 T₀-16>0인지를 판단한다. T₀-16<0이면, 비행기의 착륙상황을 더욱 정확하게 반영하기 위해 LAND2B를 활성화하여 착지시점의 다음1초내의 RALR과 VRTA가 임계치를 초과하였는지 판단하고 LAND2를 종료한다. LAND2와 LAND2B중 어느 한번의 비교에서 착지시점의 RALR과 VRTA가 임계치를 초과하였다는 것을 발견하면 비행기의 착륙상황이 착륙 메시지를 생성하는 상황에 부합되는 것을 설명한다.

본 실시예에서는 2개 촉발기의 서로 다른 시점에서의 운행을 통해 접지점 전후 0.5초 범위내에서 착륙하는 RALR과 VRTA가 한도를 초과하였는지를 정확하게 판단할 수 있도록 확보한다.

본 발명의 일 실시예에 따르면 수직하중 즉 수직 가속도(VRTA)가 한도를 초과하였는지를 판단하는데는 일정한 조건이 있다. 촉발기는 앞의 수직속도(RALR)가 한도를 초과하지 않았을 경우에만 진일보 수직하중(VRTA)의 한도초과 상황에 대해 판단하게 된다. 수직속도(RALR)가 이미 한도를 초과했음을 발견하면 수직하중(VRTA)의 한도초과에 대한 판단을 건너뛰어 직접 착륙 쇼트 메시지를 생성한다.

본 발명의 일 실시예에 따르면, LAND2와 LAND2B에서 다음과 같은 방법을 이용하여 수직속도(RALR)를 계산한다. 비행기에서 RALR의 표본 추출 비율은 16회/초이다. 진실한 RALR을 더욱 정확하게 반영하기 위해 측정된 RALR을 수정하여야 하는데 즉 ADIRU(대기자료관성기준장치)에서 검측한 수직속도-IVV의 기초에서 비행기의 부앙, 회전자세, 3축의 가속도와 상수에 의해 수정을 실시한다.

본 발명의 일 실시예에 따르면 아래의 프로그램 세그먼트를 채용하여 RALR을 계산할 수도 있다.

IVV=IVV actual sample n(수직속도의 현재치)

IVV1=IVV previous sample n-1(수직속도의 바로 전의 샘플치)

PTCHACC=PTCHACC actual sample n(부앙가속도의 현재치, 중간변량)

PTCHACC1 = PTCHACC previous sample n-1 (부앙가속도의 바로 전의 샘플치, 중간변량)

PTCHACC2=PTCHACC previous sample n-2(부앙가속도의 바로 전의 두번째 샘플치, 중간변량)

PTCR : 부앙속도

PTCR1 : 부앙속도의 바로 전의 샘플치

PTCHRAW : 부앙(중간변량)

PTCHRAW1 : 부앙의 바로 전의 샘플치(중간변량)

VACC : 수직가속도(관성 항법에 의함)

RALT : 무선고도

PTCH : 부앙

Constants(상수) :

D geometrical correction factor for ROLR ft/deg(회전속도 기하수정치, "0"으로 묵시함.)

DX lever arm correction (x-axis) for R/A RALT ft(고도 X축지브 수정, 321비행기 : 28.8/320비행기 : 18/319비행기 : 18.5/318비행기 : 16.8)

DZ lever arm correction (z-axis) for R/A RALT ft(고도 Z축지브 수정, 321비행기 : 7.8/320비행기 : 7.1/319비행기 : 7.2/318비행기 : 7.6)

DXTPIR lever arm correction (x-axis) for PTCH ft(부앙 X축지브 수정, 321비행기 : 53.1/320비행기 : 39/319비행기 : 33.8/318비행기 : 29.5)

FC filter frequency Hz(필터 빈도, "0.3"으로 묵인함.)

K1 filter constant (필터항수, "5.2"로 묵인함.)

K2 filter constant (필터항수, "25"로 묵인함.)

K3 filter constant (필터항수, "5"로 묵인함.)

THETA0 average PTCH at touchdown deg(접지시 부앙평균치, 321비행기 : 4.5/320비행기 : 6/319비행기 : 2/318비행기 : 6)

파라미터 초기화 :

PTCHRAW1=0.0

PTCHACC1=0.0

PTCHACC2=0.0

PTCR1=0.0

EN1=0.0

VZN1=IVV/60.0

ZN1=RALT

PTCHRAW=(PTCR-PTCR1)/T (T=1/16)

PTCHACC=PTCHACC1+T*(2*PI*FC)*(PTCHRAW+PTCHRAW1-PTCHACCI-PTCHACC2)/2

(PI=3.14159265)

NZTCOR=VACC*9.81/0.3048-DXTPIR*PTCHACC/57.3*cos(PTCH/57.3)

HRACOR=RALT+DX*(sin(PTCH/57.3)-sin(THEATA0/57.3))-DZ*(cos(PTCH/57.3)-cos(THEATA0/57.3))

EPSN=ZN1-HRACOR

EN=EN1+T*(K3*EPSN)

VZN=VZN1+T*(ZTCOR-EN-*EPSN)

VZNU=VZN-D*ABS (ROLR)

RALR=VZNU

ZN=ZN1+T*(VZN-K1*EPSN)

이상은 하나의 RALR 샘플치를 계산하는 과정이고 나머지 샘플치는 첫번째 샘플을 계산한 후 순환반복하는 방법을 채용하여 계산하는데 첫번째 샘플을 계산한 후의 반복방법은 다음과 같다.

EN1=EN

VZN1=VZN

ZN1=ZN

PTCHACC2=PTCHACC1

PTCHACC1=PTCHACC

PTCHRAW1=PTCHRAW

PTCR1=PTCR

본 발명의 일 실시예에 따르면 LAND2와 LAND2B에서 수직 가속도는 직접 ACMS시스템에서 얻은 수직하중에서 얻을 수 있다.

본 발명의 일 실시예에 따르면 LAND3은 다음과 같은 기능을 실현한다.

a) 착륙전 1초의 RALT, RALR, PTCH, PTCR, ROLL, ROLR과 YAW수치를 기록함;

b) 착륙시점의 RALT, RALR, PTCH, PTCR, ROLL, ROLR과 YAW수치를 기록함.

본 발명의 일 실시예에 따르면, LAND4의 운행시간은 4초이고, 착륙전 1초부터 착륙후 3초내의 VRTA, LONA, LATA와 RALR의 최대치와 최소치를 기록한다.

도6은 본 발명의 다른 실시예에 따른 비행기 ACMS시스템을 이용하여 착륙 메시지를 생성하는 방법의 흐름도이다. 비행기는 착지후 지면의 반발력에 의해 튀어났다 다시 지면에 떨어질 수 있다. 이런 현상을 비행기의 "바운스"라고 한다. 이러한 비행기가 착지하는 바운스는 1번 발생할 수 있고 여러번 발생할 수도 있다. 비행기가 착지하는 바운스는 거친 착륙 또는 경착륙일 수 있기에 이를 검측하여야 한다. 이러한 비행기가 착지하는 바운스와 관련된 착륙 메시지는 착륙 롱 메시지이고 일반적인 착륙 메시지는 착륙 쇼트 메시지이다.

도6에서 도시한 바와 같이 본 실시예의 롱 메시지를 생성하는 방법은 단계(610)에서 비행기가 접지하였는지를 확인하는 단계; 단계(620)에서 비행기 접지전 1초와 접지시의 착륙 데이터 및 비행기 접지전 1초부터 접지후 3초내의 착륙 데이터를 채집하는 단계; 단계(630)에서 비행기 착륙시 바운스가 발생하였는지를 판단하는 단계를 포함한다. 바운스가 발생하지 않았다면 단계(640)에서 비행기 착륙시의 수직속도와 수직 가속도가 소정치를 초과하였는지를 판단하고, 소정치를 초과하였다면 단계(650)에서 착륙 쇼트 메시지를 생성하고, 그렇지 않을 경우, 착륙 메시지를 생성하지 않는다.

비행기가 바운스가 발생하였다면 단계(660)에서 비행기가 재차 접지하는 전1초와 착지후 3초내의 착륙 데이터를 채집하며, 이와 동시에 단계(670)에서 재차 접지한 수직 가속도가 임계치보다 크는지를 확인하며 한도를 초과하였다면 단계(680)에서 제한치, 한도 초과 시의 최대치, 촉발코드와 촉발 원인을 기록한다. 단계(690)에서는 2차 착륙 데이터를 포맷하여 착륙 롱 메시지를 생성한다.

본 발명의 일 실시예에 따르면, 두 개 메인 랜딩 기어가 압축되고 충분한 시간을 유지한 다음 좌, 우 메인 랜딩 기어가 다시 신장상태에 처해 있는지를 판단하는 것을 통해 비행기 착륙 시 바운스가 발생되었는지를 판단한다. 또한 좌, 우 메인 랜딩 기어가 다시 신장상태에 처해 있는 지속기간이 10초이하인지를 진일보 판단하여 2차 접지를 확인하여 바운스 발생여부를 진일보 확인한다.

도7은 본 발명의 다른 실시예에 따른 ACMS시스템에서 착륙 메시지를 생성하는 촉발기의 관계예시도이다. 도7에서 도시한 촉발기는 도6에서 도시한 방법에 사용할 수 있다. 도7에서 도시한 바와 같이 DMU에서 최고 서비스TOPSERV는 시스템이 보류한 촉발기이다. 비행기가 곧 착륙하기 전에 슬랫이 5도이상 전개되고 비행고도 10000피트이하인 FINAL APPR단계에서 DMU중의 TOPSERV가 촉발기(BOUNCE1)와 LAND1를 활성화시킨다. BOUNCE1은 두 개의 메인 랜딩 기어가 압축되고 충분한 시간을 유지되었는지를 검측한다.

BOUNCE1이 메인 랜딩 기어가 압축되고 충분한 시간을 유지되었다는 것을 확인하면 BOUNCE1은 촉발기(BOUNCE2)와 BOUNCE3을 활성화하여 좌, 우 메인 랜딩 기어가 다시 신장상태에 처해 있는지를 각각 검측한다. 그후, BOUNCE2와 BOUNCE3은 대응하는 촉발기(BOUNCE4) 또는 BOUNCE5를 활성화하여 비행기의 비행상태를 진일보 확인한다. BOUNCE4와 BOUNCE5는 좌, 우 랜딩 기어의 완충 버팀대의 신장상태를 지속적으로 검측하여 일정한 조건을 만족할 경우 비행기가 바운스를 발생하였다는 것으로 판단한다.

BOUNCE4와 BOUNCE5는 각각 촉발기(BOUNCE6)와 BOUNCE7을 활성화하여 재차 접지전 1초와 착지후 3초내의 비행기 착륙 데이터를 검색, 비교 및 채집한다.

BOUNCE7은 또한 바운스한 후 재차 접지하는 수직 가속도가 제한치를 초과하였는지를 검색, 비교하고 한도를 초과하였다면 메시지에 제한치, 한도 초과시 최대치, 촉발코드와 촉발원인을 기록한다.

BOUNCE6과 BOUNCE7이 착륙 데이터를 획득하는 방식은 LAND3과 LAND4와 유사하기에 설명을 생략한다.

LAND1은 비행기가 접지하였는지를 감시한다. 비행기가 접지하였다면 LAND1은 촉발기(BOUNCE8)를 활성화시킨다. BOUNCE8은 비행기 착지 시 바운스를 발생하였는지에 따라 착륙 롱 메시지를 생성할지 아니면 착륙 쇼트 메시지를 생성할지를 확인한다. 마지막으로 메시지가 기록한 수치를 인쇄, 열람하기 좋게 2차 착지의 착륙 관련 파라미터의 포맷을 전환하여 상응하는 착륙 메시지를 생성한다.

본 발명의 일 실시예에 따르면 다음과 같은 방식을 이용하여 비행기 착륙시 바운스가 발생하였는지를 검측한다. BOUNCE1은 좌, 우 메인 랜딩 기어 완충 버팀대가 스위치에 근접하는 위치상태를 지속적으로 인출하고 1/32초 내에서 변화가 발생하는지를 검측하도록 그 빈도는 32회/초이다. 그 상태가 "0"에서 "1"로 변환되었을 때 BOUNCE1은 카운터를 기동하여 누적한다. 카운터가 16이상인 경우에만 BOUNCE1은 BOUNCE2와 BOUNCE3을 활성화시칸다. 이것은 두 개의 메인 랜딩 기어가 이미 압축되었고 적어도 0.5초 유지하였음을 설명한다. 조건을 만족하지 않을 경우 카운터는 0위치로 복귀되고 다시 누적한다.

이하 좌측 메인 랜딩 기어를 예로 들고 우측 메인 랜딩 기어는 같은 방식으로 처리할 수 있다.

BOUNCE2가 운행한 후 좌측 메인 랜딩 기어의 압축이 스위치에 근접하는 위치상태에 대해 지속적으로 검측하는데 그 빈도는 32회/초이다. 파라미터값이 "0"일 때, 카운터가 누적하기 시작한다. 카운터의 수치가 32보다 큰 경우에만 BOUNCE4를 활성화시킨다. 이 때 좌측 메인 랜딩 기어의 완충 버팀대는 신장상태이고 지속시간이 1초이상이다. 조건을 만족하지 않을 경우 카운터는 0위치로 복귀되고 다시 수치한다.

BOUNCE4의 검측원리는 BOUNCE2와 유사하는데 파라미터값이 "0"일 때 카운터가 누적하기 시작한다. 파라미터값이 "1"일 때 카운터의 누적치를 판단한다. 카운터의 누적치가 320보다 작으면 좌측 메인 랜딩 기어가 바운스된 것으로 판단한다. 이때, 좌측 메인 랜딩 기어의 완충 버팀대가 신장상태를 유지한 시간 즉 체공시간이 10초보다 작다. 이후 다시 압축상태에 처하게 된다.

상술한 내용을 종합하면 본 실시예에서 바운스를 판단하는 방법의 3가지 조건은 다음과 같다.

1. 좌, 우 메인 랜딩 기어가 압축상태 처하고 지속시간이 0.5초이상인지를 확인함;

2. 좌, 우 메인 랜딩 기어 중의 어느 하나가 다시 신장상태에 처하고 지속시간이 1초이상인지를 확인함;

3.좌, 우 메인 랜딩 기어 중의 어느 하나가 다시 신장상태에 처하고 지속시간이 10초이하인지를 확인함.

이상 조건을 만족하면 비행기가 착륙과정에서 바운스가 발생하였다는 것으로 본다.

본 발명의 일 실시예에 따르면 BOUNCE8은 30초동안 운행한 후 BOUNCED, LONGLRPT와 BRPTCODE의 파라미터값에 의해 롱 메시지를 생성할지 아니면 쇼트 메시지를 생성할지를 판단한다.

BOUNCED : 상태 파라미터이고 비행기가 바운스를 발생하였는다는 것을 나타낸다. 촉발기(BOUNCE4) 또는 BOUNCE5는 바운스가 검측된 후 값을 부여한다.

LONGLRPT : 상태 파라미터이고, 롱 메시지가 생성될 수 있다는 것을 나타낸다. 1차 접지의 수직하중이 한도를 초과하였을 경우 촉발기(LAND2/2B)를 통해 수직하중이 한도를 초과할 때 값을 부여한다.

BRPTCODE : 메시지 촉발코드이고 2차 집지가 한도를 초과할 때 값을 부여하고 촉발기(BOUNCE7)를 통해 한도를 초과하였다는 것을 검측한 후 값을 부여한다.

BOUNCE8은 상기 파라미터를 사용하여 롱 메시지를 생성하는지 아니면 쇼트 메시지를 생성하는지를 확인한다.

구체적인 사항은 아래의 표를 참조한다.

도8은 본 발명의 일 실시예에 따른 착륙 쇼트 메시지의 예시이다. 도면에서 도시한 바와 같이 이번 착륙과정에서 수직속도(RALR)가 1.8피트/초밖에 안된다는 것을 발견할 수 있다. 수직 가속도(VRTA)는 1.64G인데 정상 착륙 범위내에 있다. 그러나, 횡방향 가속도가 약간 높을 수 있는데 0.21이다. 이런 경우 비록 비행인원이 거친 착륙이라고 보고하더라도 이번 착륙이 정상적인 착륙이고 거친착륙 또는 경착륙이 발생하지 않았음을 착륙 쇼트 메시지로부터 쉽게 알수 있다.

도9는 본 발명의 다른 실시예에 따른 착륙 롱 메시지의 예시이다. 도면에서 도시한 바와 같이 이번 착륙과정에서 비행기는 바운스가 발생되었다. 1차 접지과정에서 수직속도(RALR)가 7.2피트/초이고, 수직 가속도(VRTA)가 2.07G이다. 수직속도가 정상범위에 속하고 수직 가속도도 임계치 이하이다. 2차 접지과정에서 수직속도(RALR)가 1.5피트/초이고, 수직 가속도(VRTA)가 2.65G이다. 따라서 비행기가 착륙과정에서 바운스를 발생하였고 2차 접지시 수직하중이 한도를 초과하였다.

비행기의 정비인원은 DMU의 비휘발성 메모리에서 착륙 메시지를 획득할 수 있고 비행기 조종실에서 비행기 착륙 메시지를 프린트할 수도 있으며 또한 성능감시인원은 지면 워크 스테이션을 통해 에어그라운드 데이터 링크를 거쳐 다운한 착륙 메시지를 인출하여 비행기 착륙성능에 대한 감시를 실현하고 비행기 착륙 성능의 이상을 즉시로 정확하게 파악할 수 있다. 이로써 비행기가 거친 착륙 또는 경착륙을 발생하였는지를 확인하도록 거친 착륙 또는 경착륙을 보고한 후의 대량 데이터의 처리와 검사작업을 피면할 수 있어 비행기의 파킹시간을 줄이고 비행기의 사용율을 제고함과 동시에 비행기가 안전상 위험이 있는 상태에서 운항하는 것을 피면하고 비행기의 잠재적인 안전위험을 제거하였다. 기록된 데이터는 비행품질감시부문에서 비행인원의 조종기술에 대해 평가를 진행함에 있어어도 많은 도움이 된다.

본 발명은 에어버스사의 ACMS시스템을 예로 하였지만 본 발명은 에어버스사의 비행기에 제한되지 않는다. 본 발명은 보잉사의 AHM시스템을 이용하여 보잉사의 비행기에 적용할 수도 있다.

기존기술과 비해 본 발명의 실시예는 ACMS시스템을 통해 비행기가 접지하는 순간 비행기 접지 전후과정의 착륙 데이터를 채집하여 착륙 메시지를 생성하고 비행기가 거친 착륙 또는 경착륙을 발생하였는지를 판단한다. 이와 같이 초기데이터를 비행기 제조회사에 전송하여 분석할 필요가 없이 정확한 처리조치를 취할 수 있어 사건처리시간을 줄였고 항공사의 정비비용과 운행원가를 대폭 감소시킬 수 있다. 이와 동시에 본 발명의 실시예의 검측 정확성이 높아 비행기의 안전성능을 제고할 수 있어 고객의 안전을 보증한다. 또한, 채집, 기록된 데이터는 비행품질감시부문에서 비행인원의 조종기술품질에 대해 평가를 진행함에 있어어도 많은 도움이 된다.

상기 실시예는 본 발명을 설명하는 것에만 사용되고 본 발명을 제한하지 않으며 기술분야에 관련되는 기술인원은 본 발명의 범위를 벗어나지 않은 상황에서 본 발명에 대해 각종 변화와 변형을 실시할 수 있으므로 모든 동등한 기술방안은 모두 본 발명이 공개한 범위에 속한다.

Claims

비행기(110) 착륙시 수직속도가 제1소정치를 초과하였는지를 확인하는 단계;
비행기(110) 착륙시 상기 수직속도가 제1소정치를 초과하지 않은 것에 상응하여 비행기(110) 착륙시 수직 가속도가 제2소정치를 초과하였는지를 확인하는 단계;
착륙 데이터를 채집하는 단계;
비행기(110) 착륙시 상기 수직속도가 상기 제1소정치를 초과하였거나 또는 상기 수직 가속도가 제2소정치를 초과한 것에 상응하여 채집한 상기 착륙 데이터에 따라 착륙 메시지를 발생하는 단계;
상기 착륙 메시지를 저장하거나 또는 전송하는 단계; 및
상기 착륙 메시지 중의 상기 착륙 데이터에 따라 비행기(110)의 착륙품질을 확인하는 단계를 포함하는 비행기(110)의 착륙품질을 검측하는 방법.
제1항에 있어서,
비행상태감시 시스템(ACMS) 또는 비행건강감시 시스템(AHM)을 이용하여 상기 착륙 데이터를 채집하고 상기 착륙 메시지를 생성하는 방법.
제1항에 있어서,
상기 착륙 데이터는 비행기 접지전 1초의 무선고도(RALT), 수직속도(RALR), 부앙각도(PTCH), 부앙속도(PTCR), 회전각도(ROLL), 회전속도(ROLR)와 편류속도(YAW)를 포함하는 방법.
제1항에 있어서,
상기 착륙 데이터는 비행기 접지시의 무선고도(RALT), 수직속도(RALR), 부앙각도(PTCH), 부앙속도(PTCR), 회전각도(ROLL), 회전속도(ROLR)와 편류속도(YAW)를 포함하는 방법.
제1항에 있어서,
상기 착륙 데이터는 접지전 1초부터 접지까지의 기간 동안 수직하중(VRTA), 종방향하중(LONA)과 횡방향하중(LATA)의 최대치와 최소치를 포함하는 방법.
제1항에 있어서,
상기 착륙 데이터는 접지전 1초부터 접지후 3초내의 수직하중(VRTA), 종방향하중(LONA)과 횡방향하중(LATA)의 최대치와 최소치를 포함하는 방법.
제1항에 있어서,
상기 착륙 메시지 중의 상기 착륙 데이터에 따라 비행기(110)의 착륙품질을 확인하는 단계는 비행기 착륙시 수직속도 또는 수직 가속도가 수직속도 또는 수직 가속도의 각각의 극한치를 초과하였는지에 따라 거친 착륙 또는 경착륙이 발생되었는지를 판단하는 단계를 더 포함하는 방법.
제7항에 있어서,
비행기(110)의 착륙중량이 최대 착륙중량보다 작거나 같은 경우 상기 수직속도 또는 수직 가속도의 극한치가 제1극한치이고; 비행기(110) 착륙중량이 최대 착륙중량보다 큰 경우 상기 수직속도 또는 수직 가속도의 극한치가 제2극한치이며; 상기 제1극한치가 상기 제2극한치보다 큰 방법.
제1항에 있어서,
비행기(110) 착륙시 수직속도가 제1소정치를 초과하였는지를 확인하는 단계이전에 비행기(110)가 접지하였는지를 확인하는 단계를 더 포함하는 방법.
제9항에 있어서,
상기 비행기(110)가 접지하였는지를 확인하는 단계는 슬랫이 5도이상 전개되고 비행고도가 3048미터(10000피트) 이하인 경우, 비행기(110)가 접지하였는지를 감측하도록 배치된 제1촉발기를 기동하는 단계를 더 포함하는 방법.
제10항에 있어서,
상기 비행기(110)가 접지하였는지를 확인하는 단계는 비행기(110) 접지에 상응하여 비행기 접지시 및 접지전 0.5초내의 수직속도가 상기 제1소정치를 초과하였는지 또는 수직 가속도가 상기 제2소정치를 초과하였는지를 판단하도록 배치된 제2촉발기를 기동하는 단계를 더 포함하는 방법.
제11항에 있어서,
상기 비행기(110)가 접지하였는지를 확인하는 단계는 비행기 접지후 0.5초내의 수직속도가 상기 제1소정치를 초과하였는지 또는 수직 가속도가 상기 제2소정치를 초과하였는지를 판단하도록 배치된 제3촉발기를 기동하는 단계를 더 포함하는 방법.
제10항에 있어서,
상기 비행기(110)가 접지하였는지를 확인하는 단계는 비행기(110) 접지에 상응하여 착륙전 1초의 무선고도 RALT, 수직속도 RALR, 부앙각도 PTCH, 부앙속도 PTCR, 회전각도 ROLL, 회전속도 ROLR과 편류속도 YAW수치; 착륙시 무선고도 RALT, 수직속도 RALR, 부앙각도 PTCH, 부앙속도 PTCR, 회전각도 ROLL, 회전속도 ROLR과 편류속도 YAW수치를 기록하도록 배치된 제4촉발기를 기동하는 단계를 더 포함하는 방법.
제10항에 있어서,
상기 비행기(110)가 접지하였는지를 확인하는 단계는 비행기(110) 접지에 상응하여 착륙전 1초부터 착륙후 3초내의 수직하중 VRTA, 종방향하중 LONA, 횡방향하중 LATA와 수직속도 RALR의 최대치와 최소치를 기록하도록 배치된 제5촉발기를 기동하는 단계를 더 포함하는 방법.
제10항에 있어서,
상기 착륙 데이터를 채집하는 단계는
상기 비행기(110)가 2차 접지하였는지를 판단하는 단계; 및
2차 접지시 수직 가속도가 제2소정치를 초과하였는지를 판단하는 단계를 더 포함하고,
2차 접지시 수직 가속도가 제2소정치를 초과한 것에 상응하여 2차 접지전 1초의 무선고도 RALT, 수직속도 RALR, 부앙각도 PTCH, 부앙속도 PTCR, 회전각도 ROLL, 회전속도 ROLR과 편류속도 YAW수치; 2차 접지시의 무선고도 RALT, 수직속도 RALR, 부앙각도 PTCH, 부앙속도 PTCR, 회전각도 ROLL, 회전속도 ROLR과 편류속도 YAW수치; 및 2차 접지전 1초부터 접지후 3초내의 수직하중 VRTA, 종방향하중 LONA, 횡방향하중 LATA와 수직속도 RALR의 최대치와 최소치를 기록하는 방법.
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