KR101938534B1 - 비행체 착륙 장치의 탄성 감쇠 계수 추정 방법 및 장치, 그리고 이 방법을 저장한 컴퓨터 판독 가능 저장 매체 - Google Patents

비행체 착륙 장치의 탄성 감쇠 계수 추정 방법 및 장치, 그리고 이 방법을 저장한 컴퓨터 판독 가능 저장 매체 Download PDF

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KR101938534B1 KR1020180115722A KR20180115722A KR101938534B1 KR 101938534 B1 KR101938534 B1 KR 101938534B1 KR 1020180115722 A KR1020180115722 A KR 1020180115722A KR 20180115722 A KR20180115722 A KR 20180115722A KR 101938534 B1 KR101938534 B1 KR 101938534B1
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Abstract

본 발명은 비행체 착륙 장치의 탄성/감쇠 계수 측정 기술에 관한 것으로서, 더 상세하게는 착륙 장치가 장착된 비행체의 계단식 낙하 치구를 활용한 실제 낙하 시험을 통해 착륙 장치의 고 충실도(High Fidelity) 모델링을 위한 탄성 계수/감쇠 계수 추정 방법 및 장치에 대한 것이다.
본 발명에 따르면, 착륙 장치의 동적 탄성 계수 추정을 통해 착륙 접지시의 착륙 장치 천이 응답 비선형 동특성을 정확하게 모사할 수 있다.

Description

비행체 착륙 장치의 탄성 감쇠 계수 추정 방법 및 장치, 그리고 이 방법을 저장한 컴퓨터 판독 가능 저장 매체{Method and Apparatus for estimating Spring Constant and Damping Coefficient of Flying Object Landing Gear, and Computer readable storage media having the method}
본 발명은 비행체 착륙 장치의 탄성/감쇠 계수 측정 기술에 관한 것으로서, 더 상세하게는 착륙 장치가 장착된 비행체의 계단식 낙하 치구를 활용한 실제 낙하 시험을 통해 착륙 장치의 고 충실도(High Fidelity) 모델링을 위한 탄성 계수/감쇠 계수 추정 방법 및 장치에 대한 것이다.
비행체 착륙 장치는 착륙 접지시의 충격을 완화하고 안전한 착륙을 수행하는 데 중요한 역할을 하며, 착륙 자세에 따른 비행 안전성 판단을 위해서는 정확한 모델링이 수행되어야 한다. 착륙장치 모델은 착륙 접지시 착륙 장치의 동특성에 따라 비행체의 거동이 크게 변화하므로 안전한 착륙이 수행될 수 있는 최대 강하율(Sink Rate) 및 바운스(Bounce) 발생 시의 비행체 거동 등을 분석하기 위해 실제 동특성이 최대한 반영된 모델링이 요구된다.
이를 위해서 일반적인 비행체 착륙 장치의 탄성 계수 및 감쇠계수는 전륜(Nose Gear)/주륜(Main Gear) 착륙 장치의 각 모듈 단일 장치를 개별적으로 수직 낙하시험을 수행하여 각 계수를 측정한다.
먼저, 탄성 계수 측정 방식의 경우, 전/주륜 착륙 장치 모듈을 각각으로 수직으로 낙하하여 측정된 하중 및 착륙 장치의 스트럿(Strut)의 수직 길이 변화인 변위값을 측정하여 하중 대 변위의 기울기인 탄성 계수를 상수 값으로 추정한다. 일반적으로 착륙 장치는 접지 충격을 흡수하는 스트럿과 타이어로 구성된다. 그런데, 착륙 장치 접지 초기에는 타이어 압축에 의한 동특성이 지배적이고 이후에는 스트럿의 압축에 의한 동특성이 지배적으로 작용하게 된다. 따라서, 탄성 계수를 상수로 추정하게 되는 경우 착륙 접지시의 착륙 장치 천이 응답 동특성을 정확하게 모사할 수 없는 단점이 있다.
다음으로, 감쇠계수 측정 방식의 경우, 앞서 언급한 전/주륜 착륙 장치 모듈별 수직 낙하 시험에서 측정된 수직 변위 최고점의 감쇠율을 이용해 감쇠 계수를 추정한다. 착륙 장치 형상이 수직 변위만 발생하는 구조인 경우 수직 낙하 시험의 감쇠 계수 추정 방식이 적합하다. 한편, 접지 시 수직 변위와 함께 수평 변위도 발생되는 형상(비행체 동체에 착륙 장치 스트럿이 경사진 형태로 장착된 형상)인 경우, 착륙 장치 모델에는 접지시 발생하는 수평 변위에 따른 감쇠 특성이 반영되지 않는 단점이 있다.
또한, 기존의 각 개별 착륙 장치 모듈별로 수직 낙하 시험을 수행하여 측정된 감쇠 계수는 실 비행체 장착한 상태에서의 감쇠 특성이 일치하는 지를 확인하기 어려워 비행시험 간 착륙 시험 데이터로 확인한다. 그러나 이런 경우 비행시험 전에 착륙 조건에 따른 정확한 비행 특성 예측이 어려운 단점이 있다.
따라서, 착륙 장치의 고 충실도(High Fidelity) 모델링을 위한 탄성 계수 및 감쇠 계수 추정 기술이 요구되고 있다.
1. 한국공개특허번호 제10-2016-0149872호 2. 한국등록특허번호 제10-1441422호(등록일자: 2014.09.11)
본 발명은 위 배경기술에 따른 문제점을 해소하기 위해 제안된 것으로서, 착륙 장치가 장착된 비행체의 계단식 낙하 치구를 활용한 실제 낙하 시험을 통해 착륙 장치의 고 충실도(High Fidelity) 모델링을 위한 탄성 감쇠 계수 추정 방법 및 장치를 제공하는데 그 목적이 있다.
본 발명은 위에서 제시된 과제를 달성하기 위해, 착륙 장치가 장착된 비행체의 계단식 낙하 치구를 활용한 실제 낙하 시험을 통해 착륙 장치의 고 충실도(High Fidelity) 모델링을 위한 탄성 감쇠 계수 추정 방법을 제공한다.
상기 탄성 감쇠 계수 추정 방법은,
(A) 컴퓨터(1020)가 착륙 장치 압축 변위별 탄성계수를 착륙 장치 초기 접지시의 비선형 천이 동특성 반영을 위해 변위별 비선형 동적 탄성 계수(k)를 산출하는 단계;
(B) 상기 컴퓨터(1020)가 감쇠계수(c)를 추정하는 단계; 및
(C) 상기 컴퓨터(1020)가 상기 변위별 비선형 동적 탄성 계수(k) 및 감쇠계수(c)를 이용하여 비행체 착륙 장치 모델을 산출하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
이때, 상기 변위별 비선형 동적 탄성 계수(k)는 초기 접지시 타이어 압축에 의한 탄성 특성을 반영하기 위해 룩업 테이블로 이루어지는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 착륙 장치 압축 변위별 탄성계수는 착륙 장치 초기 접지시의 비선형 천이 동특성을 반영한 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 비행체 착륙 장치 모델은 수학식
Figure 112018116698688-pat00029
(여기서, x는 수직 변위, m은 질량, k는 탄성 계수, c는 감쇠 계수,
Figure 112018116698688-pat00001
는 속도값,
Figure 112018116698688-pat00002
는 가속도 값을 의미한다)인 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 감쇠 계수(c)의 추정은 센서(1010)가 계단식 낙하 치구(200,500)를 이용하여 실제 낙하를 감지하여 생성한 낙하 시험 데이터와 시뮬레이터(1030)를 통해 시뮬레이션 환경에서 수행된 시뮬레이션 결과를 비교함으로써 이루어지는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 계단식 낙하 치구(200,500)는 높이별로 구성되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 계단식 낙하 치구(200,500) 중 제 1 계단식 낙하 치구(200)는 단면이 사각 형상인 몸체(310)와 상기 몸체(310)의 일면에 일체로 형성되며 경사면(321)을 갖는 날개(320)로 이루어지는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 계단식 낙하 치구(200,500) 중 제 2 계단식 낙하 치구(200)는 단면이 직사각 형상인 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 낙하 시험 데이터는 수직 가속도, 수직 속도, 피치 자세, 피치 각속도, 및 위치 정보를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 시뮬레이션 환경은 6자유도 시뮬레이션 환경인 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 계단식 낙하 치구(200,500)는 상기 비행체의 전륜 및 주륜 중 적어도 하나에 접촉되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 비교는 실제 비행체 착륙 장치의 제 2 감쇠계수를 추정하기 위해 제 1 감쇠계수 대비 스케일 팩터(Scale Factor)를 적용하여 실제 비행체 거동 특성에 유사한 시뮬레이션 응답 특성의 비교인 것을 특징으로 한다.
이때, 접지시의 수직 속도, 피치 각속도, 및 피치 변화량 중 적어도 어느 하나인 것을 특징으로 한다.
다른 한편으로, 본 발명의 다른 일실시예는, 센서(1010) 및 컴퓨터(1020)를 갖는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 장치로서, 상기 컴퓨터(1020)는 착륙 장치 압축 변위별 탄성계수를 착륙 장치 초기 접지시의 비선형 천이 동특성 반영을 위해 변위별 비선형 동적 탄성 계수(k)를 산출하고, 감쇠계수(c)를 추정하고, 상기 변위별 비선형 동적 탄성 계수(k) 및 감쇠계수(c)를 이용하여 비행체 착륙 장치 모델을 산출하는 것을 특징으로 하는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 장치를 제공한다.
또 다른 한편으로, 본 발명의 또 다른 일실시예는, 위에서 기술된 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 방법을 실행하는 프로그램 코드를 저장한 컴퓨터 판독 가능 저장 매체를 제공한다.
본 발명에 따르면, 착륙 장치의 동적 탄성 계수 추정을 통해 착륙 접지시의 착륙 장치 천이 응답 비선형 동특성을 정확하게 모사할 수 있다.
또한, 본 발명의 다른 효과로서는 계단식 낙하 치구를 활용한 비행체 실제 낙하 시험을 통해 착륙 장치의 감쇠계수를 실제와 근사한 값으로 추정이 가능하여 고 충실도(High Fidelity) 착륙 장치 모델링이 가능하다는 점을 들 수 있다.
또한, 본 발명의 또 다른 효과로서는 이를 활용하면, 비행체의 활주이동(Taxing) 또는 착륙 시 비행체의 거동을 정밀하게 모사가 가능하여 활주 또는 착륙 조건에 따른 정확한 비행 특성 예측이 가능하다는 점을 들 수 있다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 압축 변위별 비선형 동적 탄성 계수의 예시 그래프이다.
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 실제 비행체 낙하 시험용 계단식 낙하 치구 형상의 사시도이다.
도 3은 도 2에서 계단식 낙하 치구를 A-A'축으로 절개한 계단식 낙하 치구의 측단면도이다.
도 4는 도 2에 도시된 계단식 낙하 치구의 정면도이다.
도 5는 본 발명의 다른 일실시예에 따른 실제 비행체 낙하 시험용 계단식 낙하 치구 형상의 사시도이다.
도 6은 도 5에서 계단식 낙하 치구를 B-B'축으로 절개한 계단식 낙하 치구의 측단면도이다.
도 7은 도 5에 도시된 계단식 낙하 치구의 정면도이다.
도 8은 도 2 내지 도 7에 도시된 계단식 낙하 치구를 활용한 낙하 시험의 측면 개념도이다.
도 9는 도 2 내지 도 7에 도시된 계단식 낙하 치구를 활용한 낙하 시점의 정면 개념도이다.
도 10은 본 발명의 일실시예에 따른 탄성 감쇠 계수 추정 장치의 구성 블럭도이다.
도 11은 본 발명의 일실시예에 따른 감쇠 계수를 추정하는 과정을 보여주는 흐름도이다.
본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 구체적으로 설명하고자 한다. 그러나 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야한다.
각 도면을 설명하면서 유사한 참조부호를 유사한 구성요소에 대해 사용한다. 제 1, 제 2등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다.
예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제 1 구성요소는 제 2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제 2 구성요소도 제 1 구성요소로 명명될 수 있다. "및/또는" 이라는 용어는 복수의 관련된 기재된 항목들의 조합 또는 복수의 관련된 기재된 항목들 중의 어느 항목을 포함한다.
다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미가 있다.
일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미가 있는 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않아야 한다.
이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 일실시예에 따른 비행체 착륙 장치의 탄성 감쇠 계수 추정 방법 및 장치를 상세하게 설명하기로 한다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 압축 변위별 비선형 동적 탄성 계수의 예시 그래프이다. 비행체 착륙 장치 모델은 일반적으로 2차 Mass(m)-Spring(k)-Damper(c) (MSD) 시스템으로 가정할 수 있으며, 이는 다음 수학식과 같이 표현된다.
Figure 112018095974164-pat00003
여기서, x는 수직 변위, m은 질량, k는 탄성 계수, c는 감쇠 계수,
Figure 112018095974164-pat00004
는 속도값,
Figure 112018095974164-pat00005
는 가속도값을 의미한다.
위의 MSD 시스템을 기준으로 본 발명의 일실시예에서는 초기 접지시 타이어 압축에 의한 탄성 특성을 반영하기 위해 탄성계수를 상수값이 아닌, 착륙 장치 압축 변위별 탄성계수를 룩업 테이블(Lookup Table)로 하여 도 1에 도시된 바와 같이 변위별 비선형 동적 탄성계수 값을 산출하도록 한다.
도 1에 도시된 그래프에서 변위별 비선형 동적 탄성 계수(k)는 착륙 장치 모듈(미도시)의 스트럿이 압축되면서 변위 증가에 따라 더 큰 탄성 계수를 갖는 비선형 동특성이 반영되어 있다. 이는 접지 천이 응답 특성을 토대로 착륙 과정에서의 비행체의 실제 거동을 유사하게 모사할 수 있다.
착륙 장치의 특성을 모델링하기 위해서는 보통 착륙 장치 모듈만 별도의 수직 낙하 시험을 수행한다. 이때 항공기 착륙시 착륙 장치에 걸리는 수직 하중을 예측하여 착륙 장치 모듈 상단에 중량 더미(미도시)를 장착하고, 착륙 장치 모듈의 변위와 착륙 장치 타이어 밑면에 로드셀(load cell)(미도시)을 위치시켜 착륙 장치 변형에 대한 착륙 장치 밑면 하중을 데이터로 획득한다.
착륙 장치 압축 변위별 탄성계수를 착륙 장치 초기 접지시의 비선형 천이 동특성 반영을 위해 룩업 테이블(Lookup Table)로 하여 동적 탄성계수로 구성된다. 부연하면, 도 1에 도시된 바와 같이 낙하 초기인 수직변위(x축)가 큰 영역에서는 타이어의 탄성특성이 지배적이며, 초기 이후에는 착륙장치 스트럿(strut: 완충장치)(미도시)에 의한 탄성 특성이 지배적이다.
따라서, 이를 비행체 착륙 장치 모델 수식에서의 k 탄성계수로 모델링시 초기 및 초기 이후 구간에서의 동특성을 충실하게 반영하기 위해 탄성 계수를 수직 변위에 대한 비선형 동적 탄성계수 데이터를 직접 사용하여 모델링한다. 따라서, 전륜 및 주륜 착륙 장치 모듈의 수직 낙하 시험 데이터를 기반으로 각 전/주륜의 수직 변위 별 탄성 계수를 추정하는 것이 가능하다.
한편, k 탄성계수 추정시 초기 이후 구간에서의 strut 동특성만을 반영하여 상수값으로 사용하는 것이 일반적이다. 다시 말해 위 그래프의 값이 x 축 수직 변위에 상관없이 일정한 값으로 설정하여 사용하는 것이 일반적이다.
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 실제 비행체 낙하 시험용 계단식 낙하 치구 형상의 사시도이고, 도 3은 도 2에서 계단식 낙하 치구를 A-A'축으로 절개한 계단식 낙하 치구의 측단면도이고, 도 4는 도 2에 도시된 계단식 낙하 치구의 정면도이다. 도 2 내지 도 4를 참조하면, 제 1 계단식 낙하 치구(200)는 단면이 사각 형상인 몸체(310)와 이 몸체(310)의 일면에 일체로 형성되며 경사면(321)을 갖는 날개(320)로 구성된다. 따라서, 비행체의 바퀴가 몸체(310)의 상단면에 있다가 경사면(321)을 따라 아래쪽으로 회전하강하게 된다.
도 5는 본 발명의 다른 일실시예에 따른 실제 비행체 낙하 시험용 계단식 낙하 치구 형상의 사시도이고, 도 6은 도 5에서 계단식 낙하 치구를 B-B'축으로 절개한 계단식 낙하 치구의 측단면도이고, 도 7은 도 5에 도시된 계단식 낙하 치구의 정면도이다. 도 5 내지 도 7을 참조하면, 제 2 계단식 낙하 치구(500)는 단면이 직사각 형상이다.
도 8은 도 2 내지 도 7에 도시된 계단식 낙하 치구를 활용한 낙하 시험의 측면 개념도이다. 도 8을 참조하면, 비행체(800)의 주륜(810)이 제 1 계단식 낙하 치구(200)상에 놓인다.
도 9는 도 2 내지 도 7에 도시된 계단식 낙하 치구를 활용한 낙하 시점의 정면 개념도이다. 도 9를 참조하면, 비행체(800)의 2개의 주륜(810)이 각각의 제 1 계단식 낙하 치구(200)상에 놓인다. 일반적으로 착륙 장치 모델링은 착륙 장치(910)만을 별도로 제작하여 착륙 장치 모듈이라고 한다. 일반적으로 착륙 장치(910)는 바퀴, 실린더, 피스톤, 밸브, 랜딩 기어 등으로 구성된다. 착륙 장치(910)의 구조에 대해서는 이미 널리 알려져 있으므로 더 이상의 설명은 생략하기로 한다.
물론, 도 8 및 도 9에서는 2개의 계단식 낙하 치구를 사용하는 2점 접지 상태를 설명하였으나, 이에 한정되는 것은 아니며, 전륜만 1개의 계단식 낙하 치구를 사용하는 1점 접지 상태도 가능하다. 또한, 전륜 및 주륜 모두에 계단식 낙하 치구를 사용하는 3점 접지 상태도 가능하다.
도 10은 본 발명의 일실시예에 따른 탄성 감쇠 계수 추정 장치(1000)의 구성 블럭도이다. 도 10을 참조하면, 탄성 감쇠 계수 추정 장치(1000)는, 실제 낙하 시험에 따른 낙하 시험 데이터를 생성하는 센서(1010), 실제 낙하 시험과 유사한 시뮬레이션 환경에서 시뮬레이션을 수행하여 시뮬레이션 결과를 생성하는 시뮬레이터(1030), 낙하 시험 데이터와 시뮬레이션 결과를 비교 분석하여 실제 비행체 착륙 장치의 감쇠 계수를 추정하는 비행체 착륙 장치 모델을 산출하는 컴퓨터(1020) 등을 포함하여 구성될 수 있다.
센서(1010)는 비행체(800)의 내부에 설치되는 항법 장치가 될 수 있고, 비행체(800)와 별도로 외부에 설치되는 외부 영상 장치가 될 수 있다. 따라서, 이러한 센서(1010)를 통해 데이터를 기록할 준비를 한다. 항법 장치는 관성 항법 장치(inertial navigation system), GPS(Global Positioning System), GNSS(Global Navigation Satellite System) 등이 될 수 있다.
시뮬레이터(1030)는 시뮬레이션을 수행하기 위해 프로그램, 소프트웨어, 데이터 등을 저장하는 메모리, 마이크로프로세서, 전자 회로등으로 구성될 수 있다. 특히, 시뮬레이터(1030)는 네트워크와 연결되어 네트워크상의 다른 자원을 이용할 수도 있다.
컴퓨터(1020)는 센서(1010)와 통신하는 통신부(1021), 낙하 시험 데이터를 처리하는 신호 처리부(1023), 낙하 시험 데이터와 시뮬레이션 결과를 비교 분석하는 비교부(1025), 비교 분석에 따른 실 감쇠계수를 추정하는 추정부(1027) 등을 포함하여 구성될 수 있다.
통신부(1021)는 유선 및/또는 무선 통신을 수행하기 위한 통신 회로, 마이크로프로세서 등으로 구성될 수 있다.
도 10에 기재된 "신호 처리부(1023)", "비교부(1025)", "추정부(1027)" 등의 용어는 적어도 하나의 기능이나 동작을 처리하는 단위를 의미하며, 이는 하드웨어나 및/또는 소프트웨어의 결합으로 구현될 수 있다.
하드웨어 구현에 있어, 상술한 기능을 수행하기 위해 디자인된 ASIC(application specific integrated circuit), DSP(digital signal processing), PLD(programmable logic device), FPGA(field programmable gate array), 프로세서, 제어기, 마이크로프로세서, 다른 전자 유닛 또는 이들의 조합으로 구현될 수 있다. 소프트웨어 구현에 있어, 상술한 기능을 수행하는 모듈로 구현될 수 있다. 소프트웨어는 메모리 유닛에 저장될 수 있고, 프로세서에 의해 실행된다. 메모리 유닛이나 프로세서는 당업자에게 잘 알려진 다양한 수단을 채용할 수 있다.
도 11은 본 발명의 일실시예에 따른 감쇠 계수를 추정하는 과정을 보여주는 흐름도이다. 도 11을 참조하면, 단지 착륙 장치 모듈에 대해 각 개별적으로 수행한 수직 낙하 시험을 통해 추정된 감쇠 계수가 실제 비행체에 장착한 상태에서의 감쇠 특성이 일치하는지를 확인하기 위해 도 2 내지 도 7에 도시된 계단식 낙하 치구(200,500)를 이용해 실제 비행체의 낙하시험을 수행한다.
부연하면, 비행체가 착륙을 수행시 낙하에 의한 에너지가 착륙 장치의 에너지 흡수를 통해 그 에너지가 감쇠되는데 이때 시간에 따른 감쇠율을 나타내는 것이 감쇠계수이다. 앞서 언급한 대로 일반적으로는 착륙 장치 모듈의 낙하 시험을 통해 수직 변위의 피크점의 감쇠 시간을 통해 감쇠계수를 추정한다. 비행체의 전/주륜 착륙장치의 감쇠 계수는 각 착륙 장치 모듈별 낙하시험 데이터의 피크(Peak)의 감쇠율을 추정하여 산출이 가능하다.
착륙 장치 모델을 2차 Mass(m)-Spring(k)-Damper(c) (MSD) 시스템으로 가정할 경우, 이에 대한 감쇠 시간해는 다음 수식과 같이 주어진다.
Figure 112018095974164-pat00006
여기서,
Figure 112018095974164-pat00007
는 변위,
Figure 112018095974164-pat00008
는 초기 변위값,
Figure 112018095974164-pat00009
는 정상상태 변위값,
Figure 112018095974164-pat00010
는 감쇠비,
Figure 112018095974164-pat00011
는 고유 진동수를 의미한다. 각 전/주륜의 고유 진동수와 감쇠비는 다음 수학식으로 산출이 가능하다.
Figure 112018095974164-pat00012
Figure 112018095974164-pat00013
각 착륙 장치의 감쇠계수 c 값은 수학식 2의 시간 응답을 커브 피팅(curve fitting) 기법을 사용하여 각
Figure 112018095974164-pat00014
와
Figure 112018095974164-pat00015
값을 추정하여 산출이 가능하다. 즉, 이는 1차 추정 기법이 되며, 낙하 치구를 이용한 실제 추정은 2차로 수행된다.
우선, 비행체(800)에 대한 낙하 시험 데이터를 획득하기 위해 센서(1010)를 통해 기록 준비를 한다(단계 S1110). 센서(1010)는 비행체(800)의 내부에 설치되는 항법 장치가 될 수 있고, 비행체(800)와 별도로 외부에 설치되는 외부 영상 장치가 될 수 있다. 따라서, 이러한 센서(1010)를 통해 데이터를 기록할 준비를 한다. 복합 항법 장치는 관성 항법 장치(inertial navigation system), GPS(Global Positioning System), GNSS(Global Navigation Satellite System) 등이 될 수 있다.
이후, 낙하 시험 조건별로 계단식 낙하 치구(200,500)를 준비한다(단계 S1120). 조건은 전륜에만 계단식 낙하 치구를 배치(1점 접지)하거나, 주륜에 2개의 계단식 낙하 치구를 배치(2점 접지)하거나, 전륜 및 주륜 모두에 계단식 낙하 치구를 배치(3점 접지)하는 것을 들 수 있다.
또한, 계단식 낙하 치구를 높이 별로 배치할 수 있다. 예를 들면, 높이가 약 1M, 약 2M, 약 3M등을 들 수 있다.
이후, 비행체(800)를 전진 견인하여 낙하시킨다(단계 S1130).
낙하가 완료되면, 항법 장치 또는 외부 영상 장치에 기록된 데이터 기반으로 낙하 시험 데이터를 획득한다(단계 S1140). 낙하 시험을 위한 계단식 낙하 치구는 높이별로 구성하고 주륜/전륜 별로 적용하여 시험 데이터를 획득한다. 시험 데이터는 가속도, 속도, 자세, 각속도, 위치 정보 등으로 비행체에 장착된 항법장치 또는 외부 영상 장치를 활용하여 획득한다. 보다 엄밀하게는 낙하 시험 데이터로는 수직 가속도, 수직 속도, 피치 자세, 피치 각속도, 및 위치 정보 등을 들 수 있다. 위치 정보는 공간 좌표가 될 수 있다.
이후, 시뮬레이터(1030)를 이용하여 6자유도 시뮬레이션 환경에서 동일 낙하 시험 조건을 구성하고, 이에 따라 시뮬레이션을 수행한다(단계 S1150). 부연하면, 실제 비행체 착륙 장치의 감쇠 계수 추정을 위해서 치구 낙하 시험의 형상과 동일한 조건으로 착륙 장치 모델이 포함된 6자유도 비선형 시뮬레이션 환경을 구성하고, 시뮬레이션 환경 내에서 계단식 낙하 치구의 높이, 초기 전진 속도 등을 치구 낙하 시험 조건과 일치시켜 시뮬레이션을 수행한다.
부연하면, 각 모듈별 낙하시험을 이용해 추정한 감쇠 계수는 수직 낙하 시험시 착륙 장치의 수직 변위만 측정하므로 경사진 착륙 장치의 경우 수평 변위 발생에 따른 에너지 감쇠를 반영하지 못하는 단점이 있다. 이를 보완하기 위해 계단식 낙하 치구(도 2 내지 도 7)를 활용한 비행체의 낙하 시험 수행을 통해 실제 착륙 장치의 감쇠계수 확인이 필요하다.
이를 위해 감쇠계수 추정을 위해서는 외부 영상 장치 또는 비행체에 탑재된 복합 항법 장치에서 측정된 수직 가속도, 수직 속도, 전진 대지 속도, 피치 자세각 및 피치 각속도를 측정하여 치구 높이별 낙하 시험에서 측정된 데이터와 착륙 장치 모델의 시뮬레이션 결과와 비교 분석하여 실제 비행체 착륙 장치의 감쇠계수를 추정한다.
이후, 치구 낙하 시험에서 획득한 수직 가속도, 수직 속도, 피치 자세, 피치 각속도 등을 포함하는 낙하 시험 데이터와 시뮬레이션 결과(즉 시뮬레이션 응답 특성)를 비교하여 실제 비행체 착륙 장치의 감쇠 계수를 정확하게 추정한다(단계 S1160).
부연하면, 이 단계는 시뮬레이션 모델(착륙 장치 모듈의 수직낙하 시험을 통한 착륙 장치 모델을 이용)과 비교 분석 절차이다. 착륙시 주륜의 착륙 특성이 지배적이므로 전륜을 제외하고 주륜 착륙 장치의 실 비행체 낙하시험을 수행하여 이 데이터를 기준으로 실제 주륜 감쇠계수를 추정한다.
비행체 낙하 시험 결과를 기반으로 시뮬레이션 환경을 다음의 순서와 같이 시뮬레이션 초기 형상 및 조건을 설정한다.
① 낙하 전후의 트림 피치 자세값
② 낙하 시험의 피치 자세에 따른 전/주륜 낙하 시점 확인: 시뮬레이션 모델 상 전/주륜의 각 낙하 시점 결정
③ 낙하 시점의 전진 속도 및 수직 속도 확인
④ 낙하 후 피치 각속도 및 피치각 반응 확인
추정한 감쇠계수 대비 스케일 팩터(Scale Factor)를 적용하여 실제 비행체 거동 특성에 가장 유사한 시뮬레이션 응답 특성을 비교하여 실제 비행체 착륙 장치의 감쇠계수를 추정한다. 시뮬레이션 응답 특성 비교시, 주요 비교 변수는 접지시의 수직 속도, 피치 각속도, 및 피치 변화량을 비교하여 스케일 팩터(Scale Factor)를 결정한다.
따라서, 예를 들면, 스케일 팩터(Scale Factor)가 2의 값이면 실제 항공기 낙하시험 데이터와 유사하므로 실제 비행체의 감쇠계수는 개별 착륙 장치 모듈의 수직 낙하 시험에서 추정된 감쇠계수보다 2배의 감쇠 특성이 될 수 있다.
본원발명의 명확한 이해를 위해 부연하면, 감쇠계수 추정 순서는 아래와 같다. ㉠ 각 착륙 장치 모듈별 낙하시험을 통해 수학식 1의 감쇠계수(c)(즉, 제 1 감쇠계수)를 일차적으로 추정한다.
㉡ 모든 착륙 장치가 장착된 실제 비행체를 치구 높이별 낙하 시험을 수행하여 데이터 획득(수직 가속도, 수직 속도, 전진 속도, 피치 자세각, 피치 각속도)한다.
㉢ 착륙 장치 모델(㉠에서 기 수행된 모듈별 낙하시험에서 추정된 감쇠계수(c)를 활용해 만든 모델)의 시뮬레이션 결과와 위 ㉡에서 수행된 실제 비행체 낙하시험 데이터를 비교 분석하여 실제 비행체 착륙 장치의 실제 감쇠계수(즉, 제 2 감쇠계수)를 스케일 팩터(Scale Factor)를 이용해 추정한다.
또한, 여기에 개시된 실시형태들과 관련하여 설명된 방법 또는 알고리즘의 단계들은, 다양한 컴퓨터 수단을 통하여 수행될 수 있는 프로그램 명령 형태로 구현되어 컴퓨터 판독 가능 매체에 기록될 수 있다. 상기 컴퓨터 판독 가능 매체는 프로그램 (명령) 코드, 데이터 파일, 데이터 구조 등을 단독으로 또는 조합하여 포함할 수 있다.
상기 매체에 기록되는 프로그램 (명령) 코드는 본 발명을 위하여 특별히 설계되고 구성된 것들이거나 컴퓨터 소프트웨어 당업자에게 공지되어 사용 가능한 것일 수도 있다. 컴퓨터 판독 가능 기록 매체의 예에는 하드 디스크, 플로피 디스크 및 자기 테이프 등과 같은 자기 매체(magnetic media), CD-ROM, DVD, 블루레이 등과 같은 광기록 매체(optical media) 및 롬(ROM), 램(RAM), 플래시 메모리 등과 같은 프로그램 (명령) 코드를 저장하고 수행하도록 특별히 구성된 반도체 기억 소자가 포함될 수 있다.
여기서, 프로그램 (명령) 코드의 예에는 컴파일러에 의해 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용해서 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드를 포함한다. 상기된 하드웨어 장치는 본 발명의 동작을 수행하기 위해 하나 이상의 소프트웨어 모듈로서 작동하도록 구성될 수 있으며, 그 역도 마찬가지이다.
200,500: 제 1 및 제 2 계단식 낙하 치구
1000: 탄성 감쇠 계수 추정 장치
1010: 센서
1020: 컴퓨터
1021: 통신부
1023: 신호 처리부
1025: 비교부
1027: 추정부
1030: 시뮬레이터

Claims (15)

  1. 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 방법에 있어서,
    (A) 컴퓨터(1020)가 착륙 장치 압축 변위별 탄성계수를 착륙 장치 초기 접지시의 비선형 천이 동특성 반영을 위해 변위별 비선형 동적 탄성 계수(k)를 산출하는 단계;
    (B) 상기 컴퓨터(1020)가 감쇠계수(c)를 추정하는 단계; 및
    (C) 상기 컴퓨터(1020)가 상기 변위별 비선형 동적 탄성 계수(k) 및 제 1 감쇠계수(c)를 이용하여 비행체 착륙 장치 모델을 산출하는 단계;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 변위별 비선형 동적 탄성 계수(k)는 초기 접지시 타이어 압축에 의한 탄성 특성을 반영하기 위해 룩업 테이블로 이루어지는 것을 특징으로 하는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 방법.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 착륙 장치 압축 변위별 탄성계수는 착륙 장치 초기 접지시의 비선형 천이 동특성을 반영한 것을 특징으로 하는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 방법.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행체 착륙 장치 모델은 수학식
    Figure 112018116698688-pat00030
    (여기서, x는 수직 변위, m은 질량, k는 탄성 계수, c는 감쇠 계수,
    Figure 112018116698688-pat00016
    는 속도값,
    Figure 112018116698688-pat00017
    는 가속도 값을 의미한다)인 것을 특징으로 하는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 방법.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 감쇠 계수(c)의 추정은 센서(1010)가 계단식 낙하 치구(200,500)를 이용하여 실제 낙하를 감지하여 생성한 낙하 시험 데이터와 시뮬레이터(1030)를 통해 시뮬레이션 환경에서 수행된 시뮬레이션 결과를 비교함으로써 이루어지는 것을 특징으로 하는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 방법.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 계단식 낙하 치구(200,500)는 높이별로 구성되는 것을 특징으로 하는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 방법.
  7. 제 5 항에 있어서,
    상기 계단식 낙하 치구(200,500) 중 제 1 계단식 낙하 치구(200)는 단면이 사각 형상인 몸체(310)와 상기 몸체(310)의 일면에 일체로 형성되며 경사면(321)을 갖는 날개(320)로 이루어지는 것을 특징으로 하는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 방법.
  8. 제 5 항에 있어서,
    상기 계단식 낙하 치구(200,500) 중 제 2 계단식 낙하 치구(200)는 단면이 직사각 형상인 것을 특징으로 하는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 방법.
  9. 제 5 항에 있어서,
    상기 낙하 시험 데이터는 수직 가속도, 수직 속도, 피치 자세, 피치 각속도, 및 위치 정보를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 방법.
  10. 제 5 항에 있어서,
    상기 시뮬레이션 환경은 6자유도 시뮬레이션 환경인 것을 특징으로 하는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 방법.
  11. 제 5 항에 있어서,
    상기 계단식 낙하 치구(200,500)는 상기 비행체의 전륜 및 주륜 중 적어도 하나에 접촉되는 것을 특징으로 하는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 방법.
  12. 제 5 항에 있어서,
    상기 비교는 실제 비행체 착륙 장치의 제 2 감쇠계수를 추정하기 위해 제 1 감쇠계수 대비 스케일 팩터(Scale Factor)를 적용하여 실제 비행체 거동 특성에 유사한 시뮬레이션 응답 특성의 비교인 것을 특징으로 하는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 방법.
  13. 제 12 항에 있어서,
    접지시의 수직 속도, 피치 각속도, 및 피치 변화량 중 적어도 어느 하나인 것을 특징으로 하는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 방법.
  14. 센서(1010) 및 컴퓨터(1020)를 갖는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 장치에 있어서,
    상기 컴퓨터(1020)는 착륙 장치 압축 변위별 탄성계수를 착륙 장치 초기 접지시의 비선형 천이 동특성 반영을 위해 변위별 비선형 동적 탄성 계수(k)를 산출하고, 감쇠계수(c)를 추정하고, 상기 변위별 비선형 동적 탄성 계수(k) 및 감쇠계수(c)를 이용하여 비행체 착륙 장치 모델을 산출하는 것을 특징으로 하는 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 장치.
  15. 제 1 항 내지 제 13 항 중 어느 한 항에 따른 비행체 착륙 모듈의 탄성 감쇠 계수 추정 방법을 실행하는 프로그램 코드를 저장한 컴퓨터 판독 가능 저장 매체.
KR1020180115722A 2018-09-28 2018-09-28 비행체 착륙 장치의 탄성 감쇠 계수 추정 방법 및 장치, 그리고 이 방법을 저장한 컴퓨터 판독 가능 저장 매체 KR101938534B1 (ko)

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