KR102512084B1 - Method for estimating minimum run distance for aircraft take off - Google Patents
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Abstract
본 발명은 항공모함 비행갑판과 같이 제한된 환경의 활주로에서 항공기의 이륙을 위해 필요한 최소한의 활주로 길이를 추정함으로써 복잡한 비행역학 공식 없이도 항공기 성능만으로 신뢰할 만한 추정결과를 얻을 수 있는 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법에 관한 것이다.The present invention estimates the minimum runway length required for takeoff of an aircraft on a runway in a limited environment, such as an aircraft carrier flight deck, so that reliable estimation results can be obtained only with aircraft performance without complicated flight dynamics formulas. It's about estimation methods.
Description
본 발명은 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법에 관한 것으로서, 보다 구체적으로는, 항공모함 비행갑판과 같이 제한된 환경의 활주로에서 항공기의 이륙을 위해 필요한 최소한의 활주로 길이를 추정함으로써 복잡한 비행역학 공식 없이도 항공기 성능만으로 신뢰할 만한 추정결과를 얻을 수 있는 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법에 관한 것이다.The present invention relates to a method for estimating a minimum runway for takeoff of an aircraft, and more specifically, by estimating the minimum runway length required for takeoff of an aircraft from a runway in a limited environment such as an aircraft carrier flight deck, without complicated flight dynamics formulas. It relates to a method for estimating the minimum run distance for take-off of an aircraft that can obtain reliable estimation results only with the performance of the aircraft.
일반적으로, 활주로의 폭은 운영하는 항공기의 제원 중 폭에 영향을 받기 때문에, 안전율(예를 들어, 주변 구조물과 날개 단부 간의 간격은 최소 4m 이상이 되어야 함)을 고려하여 정의하면 되는데 반해, 활주로 길이는 항공기의 추력, 날개양력 등 비행성능에 영향을 받게 된다.In general, since the width of the runway is affected by the width among the specifications of the operating aircraft, it should be defined considering the safety factor (for example, the distance between the wing end and the surrounding structure should be at least 4m). The length is affected by flight performance such as aircraft thrust and wing lift.
항공기 개발과 운영경험이 풍부한 국가의 경우 시험이나 실제 운영데이터로부터 신뢰할만한 추정식을 만들어 사용할 수 있겠지만 그렇지 못할 경우는 복잡한 항공역학 방정식을 취급하여 필요한 활주로 길이 추정식을 유도하여야 한다.In the case of countries with abundant aircraft development and operation experience, reliable estimation formulas can be created and used from test or actual operation data, but if not, the required runway length estimation formula must be derived by dealing with complex aerodynamic equations.
그러나 복잡한 수학적인 방법으로도 운용 예정인 항공기의 자동, 수동 또는 반자동 이륙방식과 그리고 노즐 조작절차 등에 따라서 안전한 이륙에 필요한 활주로 길이가 다를 수 있기 때문에, 신뢰할만한 결과를 얻기란 쉬운 일이 아니다.However, even with complex mathematical methods, it is not easy to obtain reliable results because the runway length required for safe takeoff may vary depending on the automatic, manual, or semi-automatic takeoff method of the aircraft to be operated and the nozzle operation procedure.
이에, 본 발명자는 운용대상 항공기에 대한 구체적인 성능정보와 운용데이터 없이 개략적인 성능정보만으로도 항공기의 이륙을 결심하고 기수를 상향하는 결심 기준인 이륙전환속도(비행기가 이륙할 것인지를 결정하는 이륙결심속도를 지나 조종간을 당겨 기수를 들어올리는 순간의 속도)를 기준으로 하여 안전한 이륙에 필요한 최소한의 활주로 길이를 추정하는 방법을 개발하기에 이르렀다.Accordingly, the present inventors determined take-off of the aircraft only with brief performance information without specific performance information and operational data on the aircraft to be operated and determined the take-off changeover speed (take-off decision speed for determining whether the airplane would take off), which is a decision criterion for raising the nose. A method was developed to estimate the minimum runway length required for a safe take-off based on the speed at the moment when the control stick was pulled and the nose lifted.
본 발명은 상술한 바와 같은 점을 감안하여 발명된 것으로서, 항공모함 비행갑판과 같이 제한된 환경의 활주로에서 항공기의 이륙을 위해 필요한 최소한의 활주로 길이를 추정함으로써 복잡한 비행역학 공식 없이도 항공기 성능만으로 신뢰할 만한 추정결과를 얻을 수 있는 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법을 제공하는 것을 그 목적으로 한다.The present invention was invented in view of the above-mentioned points, and by estimating the minimum runway length required for take-off of an aircraft from a runway in a limited environment such as an aircraft carrier flight deck, reliable estimation of aircraft performance alone without a complicated flight dynamics formula. Its purpose is to provide a method for estimating the minimum run distance for aircraft take-off that can obtain results.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법은 정의부를 통해, 항공모함에 마련된 활주로의 활주 환경, 초기 제원 및 항공기 제원을 정의하는 단계, 추정부를 통해, 상기 활주로의 평형부 활주 시 상기 항공기의 전진속도를 추정하는 단계, 상기 추정부를 통해, 상기 활주로의 만곡부 활주 시 상기 항공기의 전진속도를 추정하는 단계, 상기 추정부를 통해, 상기 활주로의 갑판풍(wind over deck) 및 상기 항공기의 정면을 향해 부는 정면풍(head wind)에 의해 변화되는 상기 항공기의 변화된 전진속도를 추정하는 단계 및 합산부를 통해, 상기 활주로의 평형부 및 만곡부 길이를 합산하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 할 수 있다.A method for estimating a minimum run distance for takeoff of an aircraft according to an embodiment of the present invention includes the steps of defining, through a definition unit, the runway environment of a runway provided on an aircraft carrier, initial specifications, and aircraft specifications; through an estimation unit, the balance unit of the runway. estimating the forward speed of the aircraft during taxiing, estimating the forward speed of the aircraft when taxiing on the curved portion of the runway through the estimating unit, through the estimating unit, the wind over deck of the runway and the Estimating the changed forward speed of the aircraft, which is changed by the head wind blowing toward the front of the aircraft, and summing the lengths of the equilibrium part and the curved part of the runway through a summing unit. can
일 실시예에서, 상기 정의부를 통해, 상기 항공모함에 마련된 활주로의 활주 환경, 초기 제원 및 항공기 제원을 정의하는 단계는 상기 정의부를 통해, 상기 활주로 상의 공기밀도, 중력가속도 및 상기 정면풍을 정의하는 단계, 상기 정의부를 통해, 상기 항공기의 최대 엔진추력(T), 최대 이륙중량(MTOW), 날개 면적 및 이륙전환속도를 정의 하는 단계 및 상기 정의부를 통해, 상기 평형부의 길이, 상기 만곡부의 반경 및 각도를 정의하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 할 수 있다.In one embodiment, the step of defining the runway environment, initial specifications, and aircraft specifications of the runway provided on the aircraft carrier through the definition unit defines the air density on the runway, the gravitational acceleration, and the headwind through the definition unit. Step, through the definition unit, defining the maximum engine thrust (T), maximum take-off weight (MTOW), wing area, and take-off switching speed of the aircraft, and through the definition unit, the length of the equilibrium portion, the radius of the curved portion, and It may be characterized by including the step of defining an angle.
본 발명에 따르면, 항공모함 비행갑판과 같이 제한된 환경의 활주로에서 항공기의 이륙을 위해 필요한 최소한의 활주로 길이를 추정함으로써 복잡한 비행역학 공식 없이도 항공기 성능만으로 신뢰할 만한 추정결과를 얻을 수 있는 이점을 가진다.According to the present invention, by estimating the minimum runway length required for take-off of an aircraft on a runway in a limited environment, such as an aircraft carrier flight deck, reliable estimation results can be obtained only with aircraft performance without a complicated flight dynamics formula.
특히, 본 본 발명에 따르면 복잡한 항공역학에 관한 수학적 지식 없이도 운용 예정 항공기의 핵심성능 정보만 있으면 안전한 이륙에 필요한 최소한의 비행갑판 길이를 추정할 수 있는 이점을 가진다.In particular, according to the present invention, there is an advantage in that the minimum flight deck length required for safe take-off can be estimated with only the core performance information of the aircraft to be operated without complicated mathematical knowledge on aerodynamics.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법을 일련의 순서대로 도시한 도면이다.
도 2는 항공기의 일반적인 이륙순서를 나타낸 도면이다.
도 3은 램프(Ramp)를 운용하는 항공모함의 일반적인 비행갑판 배치 상태를 나타낸 도면이다.
도 4는 항공기의 수직 이착륙 시 추력 발생 원리를 나타낸 도면이다.
도 5는 램프(Ramp)를 포함하는 일반적인 항공모함의 비행갑판 상 방향 및 속도성분을 나타낸 도면이다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법을 통해 추정되는 활주거리의 신뢰도 검증을 위한 비교표를 나타낸 도면이다.1 is a diagram showing a method for estimating a minimum run distance for take-off of an aircraft according to an embodiment of the present invention in a series order.
2 is a diagram showing a general take-off sequence of an aircraft.
3 is a view showing a general flight deck arrangement of an aircraft carrier operating a ramp.
4 is a view showing the principle of generating thrust during vertical take-off and landing of an aircraft.
5 is a diagram showing the direction and velocity components on the flight deck of a typical aircraft carrier including a ramp.
6 is a diagram showing a comparison table for verifying the reliability of a run distance estimated through a method for estimating a minimum run distance for takeoff of an aircraft according to an embodiment of the present invention.
이하, 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예들에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예들에 한정되지 않는다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings, embodiments of the present invention will be described in detail so that those skilled in the art can easily carry out the present invention. This invention may be embodied in many different forms and is not limited to the embodiments set forth herein.
본 발명을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 동일 또는 유사한 구성요소에 대해서는 동일한 참조 부호를 붙이도록 한다.In order to clearly describe the present invention, parts irrelevant to the description are omitted, and the same reference numerals are assigned to the same or similar components throughout the specification.
또한, 여러 실시예들에 있어서, 동일한 구성을 가지는 구성요소에 대해서는 동일한 부호를 사용하여 대표적인 실시예에서만 설명하고, 그 외의 다른 실시예에서는 대표적인 실시예와 다른 구성에 대해서만 설명하기로 한다.In addition, in various embodiments, components having the same configuration will be described only in representative embodiments using the same reference numerals, and in other embodiments, only configurations different from the representative embodiments will be described.
명세서 전체에서, 어떤 부분이 다른 부분과 "연결"되어 있다고 할 때, 이는 "직접적으로 연결"되어 있는 경우뿐만 아니라, 다른 부재를 사이에 두고 "간접적으로 연결"된 것도 포함한다. 또한, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 "포함"한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성요소를 더 포함하는 것을 의미할 수 있다.Throughout the specification, when a part is said to be “connected” to another part, this includes not only a case where it is “directly connected” but also a case where it is “indirectly connected” through another member. In addition, when a certain component is said to "include", it may mean that it further includes other components rather than excluding other components unless otherwise stated.
본 발명에 따르면, 항공모함의 비행갑판과 같이 제한된 환경에서의 활주로 길이를 추정하는데 있어, 복잡한 항공역학적 방정식 없이도 항공기의 주요성능만으로도 안전한 단거리 이륙에 필요한 활주로의 길이 추정이 가능하다.According to the present invention, in estimating the length of a runway in a limited environment such as the flight deck of an aircraft carrier, it is possible to estimate the length of a runway required for safe short-distance take-off only with the main performance of an aircraft without complicated aerodynamic equations.
이하에서는, 수학식을 참조하여 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법을 구체적으로 설명하도록 한다.Hereinafter, a method for estimating a minimum run distance for take-off of an aircraft according to an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to equations.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법을 일련의 순서대로 도시한 도면이고, 도 2는 항공기의 일반적인 이륙순서를 나타낸 도면이며, 도 3은 램프(Ramp)를 운용하는 항공모함의 일반적인 비행갑판 배치 상태를 나타낸 도면이고, 도 4는 항공기의 수직 이착륙 시 추력 발생 원리를 나타낸 도면이며, 도 5는 램프(Ramp)를 포함하는 일반적인 항공모함의 비행갑판 상 방향 및 속도성분을 나타낸 도면이다.1 is a diagram showing a method for estimating a minimum run distance for take-off of an aircraft in a series order according to an embodiment of the present invention, FIG. 2 is a diagram showing a general take-off sequence of an aircraft, and FIG. 3 is a ramp 4 is a view showing the principle of generating thrust during vertical take-off and landing of an aircraft, and FIG. 5 is a view showing the general flight deck arrangement of an aircraft carrier including a ramp. And it is a diagram showing a velocity component.
이때, 도 2에 있어서, 속도 V0, VR, VTO는 항공기의 이륙 시 출발속도(통상 Om/s), 이륙전환속도와 이륙속도를 의미한다.At this time, in FIG. 2, the speeds V 0 , VR , and V TO mean the departure speed (usually Om/s), take-off transition speed, and take-off speed of the aircraft at take-off.
또한 도 3에 있어서, 비행기(항공기)의 이륙은 주로 함수부에서 이루어지며, 착륙은 함미부에서 이루어진다. 함정 길이 방향으로 이륙과 착륙이 상당한 부분을 중복하여 사용하는 것을 알 수 있다. 이 예에서 만곡부는 활주로 단부에 설치되어 최종 이륙 조작시 항공기의 양력을 부가하게 된다. 이때 만곡부는 일반적인 경사형 구조물로서 육상 활주로에도 설치될 수 있다.Also, in FIG. 3, take-off of an airplane (aircraft) is mainly performed at the bow part, and landing is performed at the stern part. It can be seen that take-off and landing in the longitudinal direction of the ship overlap a significant portion. In this example, the bend is installed at the end of the runway to add lift to the aircraft during the final take-off operation. At this time, the curved portion is a general inclined structure and may be installed on a land runway.
또한 도 4에 있어서, 예로 든 항공기는 후방의 주 노즐, 축으로 연결된 전부의 양력팬(lift fan)과 중간 부분의 회전덕트(roll duct)의 3가지로 구성되며 상호 연결되어 있다.In addition, in FIG. 4, the aircraft as an example is composed of and interconnected with three parts: a rear main nozzle, a front lift fan connected by a shaft, and a roll duct in the middle part.
또한 도 5에 있어서, 활주로 중 만곡부를 제외한 평갑판부 길이는 LDeck, 만곡부 호의 길이, 그리고 높이는 SSJ, LSJ, HSJ이다. θf는 만곡부의 기울기이자 램프의 경사각이다. R은 만곡부의 곡률반지름(radius of curvature)이다. 속도 VⅠ, VⅡ, VⅢ, Vwod 성분은 각 단계별 항공기의 활주속도와 갑판풍을 의미한다.5, the length of the flat deck portion of the runway excluding the curved portion is L Deck , the length of the arc of the curved portion, and the height are S SJ , L SJ , and HSJ . θf is the inclination of the bend and the inclination angle of the ramp. R is the radius of curvature of the curved part. The speed V Ⅰ , V Ⅱ , V Ⅲ , and V wod components mean the run speed and deck wind of the aircraft at each stage.
먼저 도 1을 살펴보면, 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법은 크게 정의부를 통해, 항공모함에 마련된 활주로의 활주 환경, 초기 제원 및 항공기 제원을 정의하는 단계(S101), 추정부를 통해, 상기 활주로의 평형부 활주 시 상기 항공기의 전진속도를 추정하는 단계(S102), 상기 추정부를 통해, 상기 활주로의 만곡부 활주 시 상기 항공기의 전진속도를 추정하는 단계(S103), 상기 추정부를 통해, 상기 활주로의 갑판풍(wind over deck) 및 상기 항공기의 정면을 향해 부는 정면풍(head wind)에 의해 변화되는 상기 항공기의 변화된 전진속도를 추정하는 단계(S104) 및 합산부를 통해, 상기 활주로의 평형부 및 만곡부 길이를 합산하는 단계(S105)로 진행될 수 있다.First, referring to FIG. 1, the method for estimating the minimum run distance for taking off an aircraft according to an embodiment of the present invention largely includes the steps of defining the runway environment, initial specifications, and aircraft specifications of a runway provided in an aircraft carrier through a definition unit (S101). estimating, through an estimation unit, the forward speed of the aircraft when taxiing on the equilibrium portion of the runway (S102); estimating, through the estimation unit, the forward speed of the aircraft when taxiing on the curved portion of the runway (S103); Through the estimating unit, estimating the changed forward speed of the aircraft, which is changed by the wind over deck of the runway and the head wind blowing toward the front of the aircraft (S104) and summing unit, It may proceed to a step (S105) of summing up the lengths of the equilibrium and curved parts of the runway.
먼저, S101 단계는 정의부를 통해, 운용하고자 하는 대기환경과 항공기의 제원 그리고 활주로의 개략제원을 정의하는 단계이다.First, in step S101, the air environment to be operated, the specifications of the aircraft, and the rough specifications of the runway are defined through the definition unit.
실시예에서의 활주로 높이 기준 대기 밀도와 중력가속도는 아래와 같다.The air density and the gravitational acceleration based on the runway height in the embodiment are as follows.
실시예에서의 항공기는 F-35B로 이 항공기의 최대이륙중량(Maximum Take-Off Weight), 엔진최대추력(Thrust), 이륙전환속도(Rotational speed)는 아래와 같다.The aircraft in the embodiment is the F-35B, and the maximum take-off weight, maximum engine thrust, and rotational speed of this aircraft are as follows.
활주로는 평형부와 만곡부인 램프(Ramp)로 구분된다. 실시예에서, 정의부는 평형부의 길이(LDeck), 만곡부의 반경 그리고 기울기는 아래와 같이 정의할 수 있다.The runway is divided into a flat part and a curved part, a ramp. In an embodiment, the definition part may define the length (LDeck) of the equilibrium part, the radius of the curved part, and the slope as follows.
다음으로, S102 단계는 활주로의 평형부 활주시 항공기의 전진속도(활주속도)를 추정하는 단계로 아래의 식으로 산출할 수 있다. 항공기의 활주속도는 36.516m/s로 아직은 대상 항공기의 이륙전환속도인 46.296m/s에 미치지 못함을 알 수 있다.Next, step S102 is a step of estimating the forward speed (running speed) of the aircraft during the runway runway, which can be calculated by the following formula. It can be seen that the taxiing speed of the aircraft is 36.516 m/s, which is still short of the take-off conversion speed of 46.296 m/s.
다음으로, S103 단계는 항공기가 활주로의 평형부를 지나 만곡부를 등반 및 활주하는 단계이다. 아래의 공식으로, 추정부에서는 만곡부를 등반하면서 증가하는 속도를 구하게 된다. 여기서 만곡부 위에서의 추력 TSJ는 등반시간이 짧고(1.5초 이내), 터보제트 엔진을 탑재하는 항공기이기 때문에 추력이 일정하다고 가정할 수 있다. 그러나, 여전히 41.417m/s로 지정된 이륙전환속도에 미치지 못함을 알 수 있다.Next, step S103 is a step in which the aircraft passes through the equilibrium part of the runway and climbs and taxis through the curved part. With the formula below, the estimator calculates the increasing speed while climbing the bend. Here, the thrust T SJ on the bend can be assumed to be constant because the climbing time is short (within 1.5 seconds) and the aircraft is equipped with a turbojet engine. However, it can be seen that it still falls short of the designated take-off transition speed of 41.417 m/s.
여기서 만곡부의 등반거리 SSJ는 아래와 같이 구할 수 있다.Here, the climbing distance S SJ of the bend can be obtained as follows.
다음으로, S104 단계는 항공기가 정면(head wind)으로 바람을 맞는 상황을 고려한다. 이때 항공기의 이륙속도는 갑판풍이 클수록 더 많은 가속을 얻게 된다. 이에, 추정부에서는 Vwod=10kts=5.144m/s를 고려한다. S104 단계에서 46.461m/s로 만곡부를 통해 등반 후 바람에 의해 가속되어 지정된 이륙전환속도에 도달하게 됨을 알 수 있다.Next, step S104 considers a situation where the aircraft faces wind from the front. At this time, the take-off speed of the aircraft gains more acceleration as the deck wind increases. Accordingly, the estimator considers V wod =10 kts = 5.144 m/s. It can be seen that at step S104, after climbing through the bend at 46.461 m/s, it is accelerated by the wind and reaches the designated take-off transition speed.
다음으로, S105 단계는 합산부를 통해 활주로 평형부와 만곡부부 길이를 합하는 단계이다. 합산부에서는, S104 단계를 거쳐 가속된 항공기의 활주속도가 이륙전환속도에 도달하게 될 때의 활주로 평형부 길이와 만곡부의 길이를 합하게 된다. 먼저, 만곡부 길이(밑변)는 아래의 식으로 구한다.Next, step S105 is a step of summing the lengths of the runway equilibrium part and the curved part through the summing unit. In the summing unit, when the run speed of the aircraft accelerated through step S104 reaches the take-off transition speed, the length of the runway balance section and the length of the curved section are added together. First, the length of the curved part (base) is obtained by the following formula.
따라서, 평형부와 만곡부의 길이의 합, 즉 임의의 항공기의 안전한 이륙을 위한 최소한의 활주로 길이는 아래와 같다.Therefore, the sum of the lengths of the balance section and the bend section, that is, the minimum runway length for safe take-off of any aircraft is as follows.
한편, 하기에서는 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법을 통해 추정되는 활주거리의 신뢰도 검증을 위하여, 동일한 항공기를 탑재하여 운용하는 실제 평갑판형 항공모함과 만곡부형 항공모함의 비행갑판 요구길이를 비교해 보기로 한다. 이때, 바람은 불지 않는 상태로 가정한다.On the other hand, in order to verify the reliability of the run distance estimated through the method for estimating the minimum run distance for aircraft takeoff according to an embodiment of the present invention, in the following, an actual flat deck aircraft carrier and a curved aircraft carrying and operating the same aircraft are installed and operated. Let's compare the required length of the flight deck of the mothership. At this time, it is assumed that the wind is not blowing.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법을 통해 추정되는 활주거리의 신뢰도 검증을 위한 비교표를 나타낸 도면이다.6 is a diagram showing a comparison table for verifying the reliability of a run distance estimated through a method for estimating a minimum run distance for takeoff of an aircraft according to an embodiment of the present invention.
도 6을 살펴보면, 동일한 항공기를 탑재, 운용하는 평갑판형 항공모함과 만곡부형 항공모함 비행갑판에서 항공기 이륙을 위해 필요한 최소 활주거리를 추정해본 결과, 요구조건 이내에 추정 값이 있어 실제 활주로 설계 시 이 추정치에 도 5에서 설명한 전환(transition) 직전의 여유거리(+5~10%)만 확보된다면 대상 항공기의 이륙에는 육상이든 항공모함 위에서든 문제가 없음을 예상할 수 있다. 특히, 실제 미국 국방부의 시험평가에서 평갑판 167m를 활주하여 대상 항공기가 이륙 가능함을 확인한 바 있으므로, 본 발명에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법이 실제로 신뢰도가 검증됨을 확인할 수 있다.Referring to FIG. 6, as a result of estimating the minimum run distance required for takeoff of an aircraft from the flight deck of a flat-deck aircraft carrier and a curved aircraft carrier carrying and operating the same aircraft, there is an estimated value within the requirements, which makes it difficult to design an actual runway. If only the extra distance (+5 to 10%) immediately before the transition described in FIG. 5 is secured in the estimate, it can be expected that there will be no problem with the take-off of the target aircraft, whether on land or on an aircraft carrier. In particular, since it has been confirmed that the target aircraft can take off by sliding the flat deck of 167 m in a test evaluation by the US Department of Defense, it can be confirmed that the reliability of the method for estimating the minimum run distance for aircraft take-off according to the present invention is actually verified.
상기에서는 본 발명의 바람직한 실시예를 참조하여 설명하였지만, 해당 기술 분야의 숙련된 당업자는 하기의 청구의 범위에 기재된 본 발명의 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다.Although the above has been described with reference to preferred embodiments of the present invention, those skilled in the art can variously modify and change the present invention without departing from the spirit and scope of the present invention described in the claims below. You will understand that you can.
Claims (2)
추정부를 통해, 상기 활주로의 평형부 활주 시 상기 항공기의 전진속도를 추정하는 단계;
상기 추정부를 통해, 상기 활주로의 만곡부 활주 시 상기 항공기의 전진속도를 추정하는 단계;
상기 추정부를 통해, 상기 활주로의 갑판풍(wind over deck) 및 상기 항공기의 정면을 향해 부는 정면풍(head wind)에 의해 변화되는 상기 항공기의 변화된 전진속도를 추정하는 단계; 및
합산부를 통해, 상기 활주로의 평형부 및 만곡부 길이를 합산하는 단계;를 포함하며,
상기 정의부를 통해, 상기 항공모함에 마련된 활주로의 활주 환경, 초기 제원 및 항공기 제원을 정의하는 단계는 상기 정의부를 통해, 상기 활주로 상의 공기밀도, 중력가속도 및 상기 정면풍을 정의하는 단계, 상기 정의부를 통해, 상기 항공기의 최대 엔진추력(T), 최대 이륙중량(MTOW), 날개 면적 및 이륙전환속도를 정의 하는 단계 및 상기 정의부를 통해, 상기 평형부의 길이, 상기 만곡부의 반경 및 각도를 정의하는 단계를 포함하며,
상기 합산부를 통해, 상기 활주로의 평형부 및 만곡부 길이를 합산하는 단계는 가속된 항공기의 활주속도가 이륙전환속도에 도달하게 될 때의 활주로 평형부 길이와 만곡부의 길이를 합하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법.Defining the runway environment, initial specifications, and aircraft specifications of the runway provided in the aircraft carrier through the definition unit;
estimating, through an estimator, the forward speed of the aircraft when the runway is taxiing on the balance section of the runway;
estimating, through the estimator, a forward speed of the aircraft when taxiing on a curved portion of the runway;
estimating, through the estimator, a changed forward speed of the aircraft, which is changed by a wind over deck of the runway and a head wind blowing toward the front of the aircraft; and
Summing the lengths of the equilibrium and curved portions of the runway through a summing unit; includes,
Defining the runway environment, initial specifications, and aircraft specifications of the runway provided in the aircraft carrier through the definition unit includes defining the air density on the runway, the gravitational acceleration, and the headwind through the definition unit. Defining the aircraft's maximum engine thrust (T), maximum take-off weight (MTOW), wing area, and take-off transition speed, and defining the length of the equilibrium part and the radius and angle of the curved part through the definition unit. Including,
The summing of the lengths of the equilibrium part and the curvature part of the runway through the summing unit includes adding the length of the equilibrium part and the length of the curved part when the run speed of the accelerated aircraft reaches the take-off transition speed. , a method for estimating the minimum run distance for aircraft take-off.
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