KR102186927B1 - 마하수 제어장치 - Google Patents

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본 발명은 마하수 제어장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 비행체의 속도정보를 이용하지 않고 초음속 비행체의 마하수를 제어하는 마하수 제어장치에 관한 것으로서, 비행체의 전압력(P0)을 측정하는 압력 측정부; 상기 비행체의 대기 정압력(Ps)을 산출하는 항법정보부; 상기 비행체의 마하수 제어를 위한 임무 모드를 결정하는 마하수 제어 임무 명령부; 상기 대기 정압력(Ps) 또는 고도정보(H) 중 적어도 어느 하나와, 상기 전압력(P0)을 통해 상기 비행체의 마하수 제어신호(Ym)를 산출하는 마하수 제어신호 산출부; 상기 마하수 제어 임무 명령부로부터 임무 모드를 전달받아 상기 비행체의 마하수 제어명령(Rc)을 산출하는 마하수 제어명령 산출부; 를 포함하는 마하수 제어장치를 제공하여, 비행고도 정보 및 전압력 정보만으로도 초음속 비행체의 속도제어가 가능하게 됨으로써 제어방식의 간편성과 이에 따른 비행분석 효율성을 높일 수 있는 강점이 있다.

Description

마하수 제어장치{Mach control system}
본 발명은 마하수 제어장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 비행체의 속도정보를 이용하지 않고 초음속 비행체의 마하수를 제어하는 마하수 제어장치에 관한 것이다.
종래의 비행속도 혹은 비행 마하수 결정 기술에는 GPS(Global Positioning System, 이하 GPS라 한다)나 내부탑재 INS(Inertial Navigation System, 이하 INS라 한다)가 활용되어 왔다.
다시말해, 종래에는 GPS나 INS를 이용하여 비행속도를 직접적으로 획득하는 방법을 사용하여 왔다.
일례로서 한국등록특허 10-1186539호가 있다.
또 다른 종래의 기술로는 비행체의 외부에 부착된 센서를 통해 얻어진 압력측정값을 이용하여 비행 마하수 정보를 직접 획득하고 이를 제어 신호로 활용하는 방법도 있었다.
예를 들어 한국공개특허 10-2018-0041363호, 한국등록특허 10-1813804호 등이다.
이때 비행속도는 대기속도를 지칭하며, 지표면을 항주하는 속도인 대지속도에 바람의 영향을 고려한 실제 비행체의 대기 중 진행 속도를 의미한다.
그러나, 이와 같은 종래의 비행속도 혹은 비행 마하수 결정 기술은 아음속 비행환경에만 어느 정도 타당한 결과 값을 제공하는 한계가 있었다.
즉, 아음속 환경에서는 고도가 낮은 경우에 비행속도나 마하수 정보를 획득하는 데에 있어서 오차를 발생시키는 바람의 영향이 적고, 음속이나 대기정압의 변화가 적기 때문에 필요한 추정 정확도를 확보할 수 있었던 것이다.
그러나, 초음속 비행은 아음속 비행 환경과 많은 부분이 다르다.
즉, 초음속 비행에서는 고도 및 마하수 등 비행영역이 확대됨에 따라 바람의 영향이 더욱 더 증가된다.
따라서, 종래의 기술로는 초음속 환경에서의 목표로 하는 비행속도 및 비행 마하수 정보정확도를 충족시키지 못하게 되는 것이다.
또 다른 종래의 기술로는 비행체의 외부에 부착된 센서를 통해 얻어진 압력측정값을 이용하여 비행 마하수 정보를 직접 획득하고 이를 제어 신호로 활용하는 방법도 있었다.
예를 들어 한국공개특허 10-2018-0041363호, 한국등록특허 10-1813804호 등이다.
압력계측을 통한 마하수 정보 획득 기술의 경우 비행 마하수를 정밀하게 계산할 수는 있지만 사용되는 센서 정보가 많아짐에 따른 부가 장치 설치와 알고리즘 복잡성이 증가하는 단점이 존재한다.
한편, 다양한 비행조건에서의 비행속도 혹은 마하수 유도법칙을 결정하는 활용도 면에서 단순 정보획득을 위한 기술은 한계를 가지게 된다.
한편, 비행속도 및 비행 마하수는 엔진의 추력을 통해 획득하게 된다.
이 때, 초음속 환경에서의 엔진의 운용성에 보다 적합한 비행환경은 특히 고도별 비행 마하수 혹은 흡입 유동의 압력과 밀접한 관계를 가지게 된다.
따라서 비행 대기로부터 획득되는 압력정보를 활용하면서 특정 고도에서 목표로 하는 비행속도 및 마하수 제어가 가능한 제어신호를 생성하게 된다면 보다 효율적이고 직관적인 비행성능을 유지하고 분석할 수 있게 된다.
KR 1186539 B1 KR 1813804 B1 KR 2018-0041363 A US 2005-0043865 A KR 2018-0041363 A KR 1186539 B2
비행체 외기로부터 획득되는 참조 압력정보와 비행체 내부 항법시스템으로부터 획득된 고도정보를 활용하여 특정 고도에서의 특정 비행 마하수 제어를 위해 추종해야 하는 압력 정보 기반의 추종명령을 결정하고 이를 비행체 연료공급을 위한 유도명령으로 활용하는 마하수 제어장치를 제공하는 것에 그 목적이 있다.
비행체의 마하수를 제어하는 마하수 제어장치에 있어서, 상기 비행체의 전압력(P0)을 측정하는 압력 측정부; 상기 비행체의 대기 정압력(Ps)을 산출하는 항법정보부; 상기 비행체의 마하수 제어를 위한 임무 모드를 결정하는 마하수 제어 임무 명령부; 상기 대기 정압력(Ps) 또는 고도정보(H) 중 적어도 어느 하나와, 상기 전압력(P0)을 통해 상기 비행체의 마하수 제어신호(Ym)를 산출하는 마하수 제어신호 산출부; 상기 마하수 제어 임무 명령부로부터 임무 모드를 전달받아 상기 비행체의 마하수 제어명령(Rc)을 산출하는 마하수 제어명령 산출부; 를 포함하는 마하수 제어장치를 포함한다.
또한, 상기 항법정보부는 상기 고도정보(H)를 통해 상기 대기 정압력(Ps)을 산출하는 것을 특징으로 하는 마하수 제어장치를 포함한다.
또한, 상기 마하수 제어신호(Ym)는 상기 전압력(P0)을 상기 대기 정압력(Ps)의 제곱근으로 나눈 값 또는 상기 전압력(P0)을 상기 대기 정압력(Ps)의 제곱으로 나눈 값 중 적어도 어느 하나인 것을 특징으로 하는 마하수 제어장치를 포함한다.
또한, 상기 대기 정압력(Ps) 또는 상기 고도정보(H) 중 어느 하나와 상기 전압력(P0)을 이용하여 상기 마하수 제어신호(Ym)를 생성하는 것을 특징으로 하는 마하수 제어장치를 포함한다.
또한, 상기 마하수 제어명령 산출부는 상기 마하수 제어명령(Rc)을 추종하기 위한 마하수 제어루프와 연동되는 마하수 제어장치를 포함한다.
또한, 상기 마하수 제어루프는 연료 제어부에 의한 연료공급 제어를 통해서 상기 마하수 제어신호(Ym)가 상기 마하수 제어명령(Rc)에 추종되도록 하는 마하수 제어장치를 포함한다.
위와 같은 본 발명에 따르면 다음과 같은 효과가 있다.
첫째, 비행고도 정보 및 측정 전압력(P0) 정보만으로도 초음속 비행체의 속도제어가 가능하게 됨으로써 제어방식의 간편성과 이에 따른 비행분석 효율성을 높일 수 있는 강점이 있다.
둘째, 간접적 제어명령을 사용하지만 실제로는 비행마하수를 제어하는 방법이며, 초음속 비행에 보다 적합한 제어방식이기 때문에 비행계획 설계에 보다 쉽게 적용될 수 있는 이점이 있다.
셋째, 다양한 비행 고도-마하수 프로파일 요구조건에 대해 제어신호 산출의 수식적 표현을 달리하여 원하는 특정 제어명령을 선택할 수 있는 장점이 있다.
도 1은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 마하수 제어장치의 구성도이다.
도 2는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 주변의 충격파 간섭 영향이 없는 경우의 전압력(P0)을 측정한 모습이다.
도 3은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 제어루프를 나타낸다.
도 4(a,b)는 비행 마하수 및 비행고도에 따른 마하수 제어신호 등고선도이다.
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 이해되어야 한다.
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 2구성요소로 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 의미를 가지는 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않아야 한다.
도 1은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 마하수 제어장치의 구성도이다.
도 2는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 주변의 충격파 간섭 영향이 없는 경우의 전압력을 측정한 모습이다.
본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 마하수 제어장치는 크게 외부 인터페이스와 메인 프로세서로 구성될 수 있다.
외부 인터페이스에는 압력 측정부(110), 항법정보부(120), 마하수 제어 임무 명령부(130)가 포함될 수 있다.
메인 프로세서에는 마하수 제어신호 산출부(210)와 마하수 제어명령 산출부(220)를 포함할 수 있다.
압력 측정부(110)는 비행체의 전압력(P0)을 측정한다.
전압력(P0)은 공기흐름이 피토관(pitot)등 압력관으로 전파된 정체 압력을 가리킨다.
압력 측정부(110)는 외기에 노출되고 있는 압력 프로브(100)를 통해 비행체 외기로부터 획득되는 초음속 비행대기의 전압력(P0)을 측정하고, 이를 마하수 제어명령 산출 시스템으로 전달한다.
전압력(P0) 정보는 대기 정압력(Ps) 측정정보 대비 불확실한 경계층 유동특성에 영향도가 적기 때문에 활용에 따른 정확도를 높일 수 있다.
항법정보부(120)는 비행체의 대기 정압력(Ps)을 산출한다.
대기 정압력(Ps)이란 대기의 흐름에 영향을 받지 않는 안정된 공기의 압력으로써, 일반적으로 공기흐름과 수직으로 위치된 몇 개의 정압공(기체에 뚫린 구멍)에서 측정된다.
본 발명에서는 항법정보부(120)에서 비행체의 고도정보(H)를 통해 대기 정압력(Ps)을 산출한다.
비행고도에 따른 대기정압(Ps)은 기 설정된 데이터 테이블을 활용하거나 근시안에 계측된 측정정보를 데이터로 전송받아 설정될 수 있다.
따라서 비행 중에는 기 설정된 고도에 따른 대기정압정보가 활용되므로, 비행고도가 외부적으로 드러난 실시간 입력 값으로 활용되도록 시스템을 구현할 수 있다.
마하수 제어 임무 명령부(130)는 비행체의 마하수 제어를 위한 임무 모드를 결정한다.
마하수 제어신호 산출부(210)는 대기 정압력(Ps) 또는 고도정보(H) 중 적어도 어느 하나와, 전압력(P0)을 통해 비행체의 마하수 제어신호(Ym)를 산출한다.
고도정보(H)는 비행체 내부항법 시스템을 통해서 획득하는 정보이다.
비행고도정보 또는 비행체 대기 정압력(Ps)와 측정된 전압력(P0)은 다양한 수식적 표현으로 구성이 가능하다.
이와 같은 수식적 표현 방식은 운용하는 비행체의 고도에 따른 비행 마하수 프로파일 요구조건에 따르게 된다.
즉, 마하수 제어신호(Ym)는 전압력(P0)을 대기 정압력(Ps)의 제곱근으로 나눈 값(수학식 1) 또는 전압력(P0)을 대기 정압력(Ps)의 제곱으로 나눈 값(수학식 2) 중 적어도 어느 하나일 수 있다.
비행체 외기로부터 획득된 전압력(P0) 특성은 주변의 구조물에 따른 충격파 간섭영향 등을 고려해야 한다.
도 4(a,b)는 비행 마하수 및 비행고도에 따른 마하수 제어신호 등고선도이다.
마하수 제어신호(Ym)는 주변의 충격파 간섭 영향이 없는 경우 수학식 1로부터 도출 가능하며 결과는 도 4a와 같다.
즉, 하나의 등고값에 대해서 낮은 고도에서는 낮은 비행마하수를 나타내고, 높은 고도에서는 높은 비행마하수를 나타낸다.
Figure 112019042854164-pat00001
Figure 112019042854164-pat00002
수학식 2에 따른 마하수 제어신호(Ym)의 결과는 도 4b와 같다.
즉, 하나의 등고값에 대해서 낮은 고도에서는 높은 비행마하수를 나타내고, 높은 고도에서는 낮은 비행마하수를 나타낸다.
마하수 제어명령 산출부(220)는 마하수 제어 임무 명령부(130)로부터 임무 모드를 전달받아 비행체의 마하수 제어명령(Rc)을 산출한다.
제어명령(Rc)은 마하수 제어 임무모드에 따라 기결정되어 프로그램으로 탑재된다.
하나의 마하수 제어임무 모드에서 하나의 마하수 제어신호 생성방식과 제어명령이 결정되며, 비행체는 고정된 제어명령에 따라 특정 마하수 제어신호 등고선를 따라 비행하게 유도된다.
도 3은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 마하수 제어루프를 나타낸다.
마하수 제어명령 산출부(220)는 마하수 제어명령을 추종하기 위한 마하수 제어루프에 연동될 수 있다.
비행체는 제어명령을 지속적으로 추종하기 위한 연료공급 제어를 수행함으로써 자동적으로 비행고도에 따른 비행마하수를 추종할 수 있게 된다.
다시 말해서, 마하수 제어루프는 연료 제어부(310)에 의한 연료공급 제어를 통해서 마하수 제어신호(Ym)가 마하수 제어명령(Rc)에 추종되게 하는 것이 가능하다.
보다 상세하게는 마하수 제어루프는 에러결정부(330), 연료 제어부(310), 비행체 비행 다이내믹스부(320), 압력 측정부(110), 항법정보부(120), 마하수 제어신호 산출부(210)를 포함할 수 있다.
에러결정부(330)는 마하수 제어명령 산출부(220)로부터 제어명령(Rc)을 입력받는다.
연료 제어부(310)는 연료공급 제어를 수행하여 비행체 비행 다이내믹스부(320)를 제어한다.
비행체 비행 다이내믹스부(320)는 압력 측정부(110) 및 항법정보부(120)에 연결되고 있다.
항법정보부부(120)가 고도정보(H)를 마하수 제어신호 산출부(210)에 전달한다.
압력 측정부(110)는 전압력(P0) 정보를 마하수 제어신호 산출부(210)에 전달한다.
마하수 제어신호 산출부(210)는 마하수 제어신호(Ym)를 에러결정부(330)에 되돌려줌으로써 마하수 제어루프가 완성된다.
110 : 압력 측정부
120 : 항법정보부
130 : 마하수 제어 임무 명령부
210 : 마하수 제어신호 산출부
220 : 마하수 제어명령 산출부

Claims (6)

  1. 비행체의 마하수를 제어하는 마하수 제어장치에 있어서,
    상기 비행체의 전압력(P0)을 측정하는 압력 측정부;
    상기 비행체의 대기 정압력(Ps)을 산출하는 항법정보부;
    상기 비행체의 마하수 제어를 위한 임무 모드를 결정하는 마하수 제어 임무 명령부;
    상기 대기 정압력(Ps) 또는 고도정보(H) 중 적어도 어느 하나와, 상기 전압력(P0)을 통해 상기 비행체의 마하수 제어신호(Ym)를 산출하는 마하수 제어신호 산출부;
    상기 마하수 제어 임무 명령부로부터 임무 모드를 전달받아 상기 비행체의 마하수 제어명령(Rc)을 산출하는 마하수 제어명령 산출부; 를 포함하고,
    상기 마하수 제어신호(Ym)는 상기 전압력(P0)을 상기 대기 정압력(Ps)의 제곱근으로 나눈 값 또는 상기 전압력(P0)을 상기 대기 정압력(Ps)의 제곱으로 나눈 값 중 적어도 어느 하나인 것을 특징으로 하는 마하수 제어장치.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 항법정보부는 상기 고도정보(H)를 통해 상기 대기 정압력(Ps)을 산출하는 것을 특징으로 하는,
    마하수 제어장치.
  3. 삭제
  4. 제1항에 있어서,
    상기 대기 정압력(Ps) 또는 상기 고도정보(H) 중 어느 하나와 상기 전압력(P0)을 이용하여 상기 마하수 제어신호(Ym)를 생성하는 것을 특징으로 하는,
    마하수 제어장치.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 마하수 제어명령 산출부는 상기 마하수 제어명령(Rc)을 추종하기 위한 마하수 제어루프와 연동되는,
    마하수 제어장치.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 마하수 제어루프는 연료 제어부에 의한 연료공급 제어를 통해서 상기 마하수 제어신호(Ym)가 상기 마하수 제어명령(Rc)에 추종되도록 하는,
    마하수 제어장치.
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