KR20140046835A - 비행 시험 분석 데이터를 이용하여 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법 및 장치 - Google Patents

비행 시험 분석 데이터를 이용하여 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법 및 장치 Download PDF

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Abstract

본 발명은 비행 시험 분석 데이터를 이용하여 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법 및 장치이다.
본 발명의 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법은 소정의 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드를 가진 항공기에 대하여 수치 해석 모델을 해석하여 상기 수치 해석 모델의 이득 여유를 산출하는 단계; 상기 항공기에 대하여 상기 소정의 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드로 비행 시험을 수행하여 비행 시험 분석 데이터를 획득하고 상기 비행 시험 분석 데이터의 이득 여유를 산출하는 단계; 상기 수치 해석 모델 해석 결과의 이득 여유와 상기 비행 시험 분석 데이터의 이득 여유를 비교하는 단계; 및 비교 결과 구조 진동 모드를 나타내는 부분에서 산출되는 차이가 설정값 이하가 되도록 상기 수치 해석 모델의 감쇠 계수를 수정하는 단계를 포함한다.
이에 따라, 해석한 수치모델과 비행 시험 분석 데이터를 비교하여 기존의 수치 해석 모델이 갖고 있는 보수성을 확인하고, 구조 감쇠 계수를 수정하는데 적합하다. 이에 따라, 수치 해석 모델의 정확도 및 신뢰도을 향상시킬 수 있다.

Description

비행 시험 분석 데이터를 이용하여 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법 및 장치{METHOD FOR CORRECTING A AEROSERVOELASTICITY ANALYSIS MODEL USING FLIGHT TEST DATA AND APPARATUS THEREOF}
본 발명은 비행 시험 분석 데이터를 이용하여 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법 및 장치에 관한 것으로, 보다 상세하게는 비행 시험 분석 데이터와 비교하여 유한요소법을 이용한 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법 및 장치에 관한 것이다.
Fly-By-Wire 항공기는 조종특성상 비행안정성을 보장하기 위하여, 비행기의 탄성 구조, 비정상 공기력, 및 조종면의 유압작동기가 연계된 비행 제어 시스템이 연동하여 바람직하지 못한 반응을 억제하는 서보공탄성에 관한 해석 평가가 필요하다. 비행 제어 시스템에 각종 비행제어의 정보를 제공하는 센서들이 탄성 항공기 구조에 의한 왜곡된 정보를 전달하게 되면, 비행 조종성에 문제를 유발할 수 있다. 따라서, 상기 비행기의 탄성 구조, 비정상 공기력, 및 조종면의 유압작동기가 연계된 비행 제어 시스템을 통합적으로 고려하는 서보공탄성 해석이 필수적이다.
한편, 일반적으로 항공기에서는 막대한 비용지출과 소요 기간, 그리고 실험의 위험성과 시제기 손실가능성 등을 감안하면, 항공기의 모든 기동조건, 기동 영역 등에 대하여 비행 시험을 하기 어렵다. 따라서 수치 해석 모델을 활용하게 되는데, 수치 해석 모델은 실제 모델에 비하여 오차가 존재할 수밖에 없으므로, 그 오차를 줄이기 위해 수치 해석 모델의 정확도를 높일 방법이 요구된다.
본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는, 실제 비행 시험 분석 데이터에 부합되도록 유한요소법에 의한 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하여, 수치 해석 모델의 신뢰도를 높이고 정확도를 향상시켜, 항공기의 안정성 요구조건을 만족하지 않는 영역을 줄이는 것에 있다.
본 발명의 목적은 이상에서 언급된 목적으로 제한되지 않으며, 언급되지 않는 다른 목적들은 아래의 기재로부터 통상의 기술자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
상기 기술적 과제를 이루기 위한 본 발명의 일 양태에 따르면, 소정의 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드를 가진 항공기에 대하여 수치 해석 모델을 해석하여 상기 수치 해석 모델의 이득 여유를 산출하는 단계; 상기 항공기에 대하여 상기 소정의 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드로 비행 시험을 수행하여 비행 시험 분석 데이터를 획득하고 상기 비행 시험 분석 데이터의 이득 여유를 산출하는 단계; 상기 수치 해석 모델 해석 결과의 이득 여유와 상기 비행 시험 분석 데이터의 이득 여유를 비교하는 단계; 및 비교 결과 구조 진동 모드를 나타내는 부분에서 산출되는 차이가 설정값 이하가 되도록 상기 수치 해석 모델의 감쇠 계수를 수정하는 단계를 포함한다.
기타 실시예들의 구체적인 사항들은 상세한 설명 및 도면들에 포함되어 있다.
본 발명에 따르면, 수치 해석 모델의 해석 결과와 비행 시험 분석 데이터를 비교하여 기존의 수치 해석 모델이 갖고 있는 보수성을 확인하고, 감쇠 계수를 수정할 수 있다. 이에 따라, 수치 해석 모델의 정확도 및 신뢰도를 향상시킬 수 있다.
또한, 더 정확한 설계 모델을 제공함으로써, 고비용 및 고위험의 비행 시험을 감소시킬 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법의 순서도.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 장치의 구성도.
도 3은 수치 해석 모델의 유한 요소 모델.
도 4는 수정 전 수치 해석 모델과 비행 시험 분석 데이터의 비교를 설명하기 위한 다이어그램.
도 5는 수정된 수치 해석 모델과 비행 시험 분석 데이터의 비교를 설명하기 위한 다이어그램.
도 6은 수정 전 수치 해석 모델을 이용한 서보공탄성 해석을 설명하기 위한 다이어그램.
도 7은 수정된 수치 해석 모델을 이용한 서보공탄성 재해석을 설명하기 위한 다이어그램.
도 8은 수정된 수치 해석 모델에 추가적으로 적용하는 구조 연계 필터에 관한 다이어그램.
이하, 첨부한 도면들 및 후술되어 있는 내용을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세히 설명한다. 그러나, 본 발명은 여기서 설명되는 실시예들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 오히려, 여기서 소개되는 실시예들은 개시된 내용이 철저하고 완전해질 수 있도록 그리고 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 제공되는 것이다. 명세서 전체에 걸쳐서 동일한 참조번호들은 동일한 구성요소들을 나타낸다. 한편, 본 명세서에서 사용된 용어는 실시예들을 설명하기 위한 것이며 본 발명을 제한하고자 하는 것은 아니다. 본 명세서에서, 단수형은 문구에서 특별히 언급하지 않는 한 복수형도 포함한다. 명세서에서 사용되는 '포함하는(comprising)'은 언급된 구성요소, 단계, 및/또는 동작이 하나 이상의 다른 구성요소, 단계, 및/또는 동작의 존재 또는 추가를 배제하지 않는다.
이하, 도 1 및 도 2를 참조하여, 본 발명의 일 실시예에 관한 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법 및 장치에 대하여 상세히 설명한다.
수치 해석 모델을 수정하는 장치(10)는 서보공탄성 해석 모델에 관한 것으로서, 초기의 감쇠 계수를 고려하지 않는 수치 해석 모델의 해석 결과와 비행 시험 분석 데이터를 비교하여 감쇠 계수 수정 등을 행하는 장치이다. 구체적으로, 장치(10)는 해석부(20), 데이터 획득부(30), 비교부(40), 수정부(50)를 포함한다. 장치(10)를 구성하는 각 요소는 하드웨어 또는 하드웨어에 내장된(hardwired) 소프트웨어에 의해서 구성될 수 있다. 각 요소에 대한 설명은 수치 해석 모델을 수정하는 방법과 함께 기술하기로 한다.
해석부(20)에서는 수치 해석 모델을 획득한다(S100).
해석부(20)가 포함하는 수치 해석 모델은 유한 요소 모델을 이용할 수 있으며, 예컨대 수치 해석 모델은 도 3에 도시된 바와 같이, 항공기의 강성 및 질량 특성을 대표하는 것으로서 FA-50 플러터 비행 시험으로 검증된 유한 요소 모델에 기초할 수 있다.
또한, 상기 해석부가 포함하는 수치 해석 모델은 실제 항공기보다 보수적인, 즉 안정도 여유(margin)가 작은 수치 해석 모델이다. 상기 안정도 여유란, 비행 제어 시스템에 제공되는 센서들의 정보가 구조물의 탄성(구조 모드)에 의해 왜곡되어 비행조정 안정성을 저하시키는 것과 관련하여, 항공기가 충족시켜야 하는 비행조정 안정성에 관한 설계 기준이다. 이러한 기준으로서 MIL-A-8870C가 있으며, 6dB 이상의 이득 여유(Gain Margin)와 60도 이상의 위상 여유(Phase Margin)가 요구된다. 특히, 이득 여유는, 항공기의 구조물의 탄성에 의한 왜곡 등을 고려하여 수치 해석 모델의 불확실성이나 오차를 보상하기 위한 여유이다.
이러한 수치 해석 모델은 일반화된 좌표계에서의 운동 방정식인 하기 수학식 1에 의하여 해석된다.
[수학식 1]
([Ms]s2 + [Cs]s + [Ks] - q[Qss(s)]){η} = (q[Qsc(s)] - [Msc]s2){δ}
여기에서, Ms는 진동 모드의 일반화된 질량 행렬이고, Cs는 진동 모드의 일반화된 감쇠 행렬이고, Ks는 진동 모드의 일반화된 강성 행렬이고, Qss는 진동 모드의 일반화된 공기력 행렬이고, Msc는 진동 모드와 제어 모드의 일반화된 연동 질량 행렬이고, Qsc는 일반화된 연동 공기력 행렬이고, η는 진동 모드의 일반 좌표이고, δc는 제어 모드의 일반 좌표이고, q는 동압력을 의미한다.
이어서, 상기 수치 해석 모델에 적용할 조건으로서, 해석부(20)가 임의로, 혹은 사용자가 장치(10)의 입력부 등을 통해 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드를 선택한다(S110). 선택하는 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드는 항공기의 비행시 불안정성을 초래할 가능성이 있는 복수의 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드이다. 본 실시예에서 상기 무장 형상은 항공기 부하물의 장착 여부에 따른 정상 또는 비정상 무장 형상이고, 상기 계통 형상은 연료 형상, 노즈 형상, 및 랜딩기어 형상 중 적어도 어느 하나이고, 상기 제어 모드는 조종면에 대하여 진동을 부여하는 조건과 관련된 비행 제어 모드이다.
따라서, FA-50의 무장 형상 중 어느 하나에 대해서는, 연료 형상, 노즈 형상, 랜딩기어 형상, 비행 조종 모드의 조건을 달리하여 서보공탄성과 관련된 수치 해석 모델에 적용할 수 있다. 이 경우에, 무장 형상 중 비행안정성을 악화시킬 가능성이 있는 비정상 무장 형상(Hung store)은 정상 무장 형상에 비하여 많은 형상이 있으므로, 상기 계통 형상 중 노즈 형상을 제외하고 서보공탄성과 관련된 수치 해석에 적용될 수 있다.
상기 연료 형상은, Full fuselage과 Full Wing 형상, Empty fuselage와 Empty Wing 형상을 포함한다. 상기 노즈 형상은, 랜덤 형상, 스핀 슛(Spin chute) 형상, 스핀 슛과 발라스트(Ballast)를 합친 형상을 포함한다. 상기 랜딩 기어 형상은, UA(Up and Away) 형상 및 PA(Power Approach) 형상을 포함한다. 상기 UA 형상은 랜딩 기어를 올리는 것이고, 상기 PA 형상은 랜딩 기어를 내리는 것이다.
상기 비행 조종 모드는, 정상 조건, 플랩퍼론(Flaperon) 조종면 고장 모드, 수평 미익(Horizontal Tail) 조종면 센서 고장 모드, 러더(Rudder) 조종면 고장 모드, AOS 실패 모드, 대기 정보(Air-Data) 실패 모드를 포함한다.
한편, 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드를 선택함에 있어서, 실제 비행 시험에서 적용가능한 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드를 선택하는 것이 바람직하다. 이와 같이 형상 및 모드를 선택하는 이유는 이하에 설명한다.
도 6은 수정 전 수치 해석 모델, 즉 해석부(20)에서 획득된 [수학식 1]과 같은 수치 해석 모델을 이용하여 서보공탄성 해석된 그래프이다. 구체적으로, 도 6은 무장 형상 중 CAT-Ⅲ(Hung Fire 무장 형상)에 계통 형상 및 제어 모드를 달리하여 서보공탄성 해석을 수행한 결과로서, 상기 설명한 이득 여유를 만족하는 조건인 6dB을 기준으로 특정한 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드에서 안정성 요구 조건을 불만족하고 있는지를 파악할 수 있다.
도 6의 상단 및 하단의 그래프는 각각 UA 형상 및 PA 형상에 관한 것이다. 첫째 열, 둘째 열, 및 셋째 열은 각각 정상 조건, 플랩퍼론, 수평 미익, 러더 등의 조종면 비정상 조건, 및 대기 정보 고장 모드에 관한 것이다. 연료 조건과 노즈 조건은 각각 모든 해석 조건에 포함되어 있다. 각 그래프의 x축은 속도, y축은 고도를 나타낸다.
상기 그래프에서는, 무장 형상 CAT-Ⅲ와 각각의 계통 형상 및 제어 모드에 대하여, 안정성에 관한 항공기 설계 요구 조건을 만족하는, 즉, 이득 여유가 6dB 초과인 포인트는 연한 회색으로 나타내고, 이득 여유가 4.5dB 이상이고 6dB 이하인 포인트를 흰색으로 나타내고, 이득 여유가 4.5dB보다 낮아 설계 요구 조건을 만족하지 않는 포인트는 진한 회색으로 나타내고 있다.
도 6의 서보공탄성 해석 결과 중, 셋째 열의 그래프에서 확인할 수 있는 회색 포인트에 의해, 대기 정보 센서가 고장인 경우에 비행시 불안정성을 초래할 가능성이 있다는 것을 알 수 있다. 그러나, 실제 비행 시험에서 대기 정보 센서가 고장인 경우를 구현하는 것은 위험하기 때문에, 정상 상태의 형상 중 안정성이 적은 형상 및 제어 모드(이득 여유가 4.5dB 이상이고 6.0dB 이하인 포인트)를 실제 비행 시험을 행할 비행 시험 조건으로서 선택할 수 있다. 또한, [수학식 1]과 같은 수치 해석 모델에 적용될 수 있는 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드 역시 실제 비행 시험에 적용가능한 조건에 대응하여 적절히 선택할 수 있다.
따라서, 실제 비행 시험에서 적용가능한 비행 시험 조건, 예컨대 하기의 [표 1]의 형상에 대응하는 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드를 선택하여 수치 해석 모델에 적용할 수 있다. 본 실시예에서는 설명의 편의상, 하기의 [표 1]에 기재된 형상 중 클린(clean) 형상에 대응하는 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드를 수치 해석 모델에 적용하는 것을 예로 들어 설명하기로 한다.
다음으로, 해석부(20)는 선택한 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드에 대하여 수치 해석 모델을 해석하여 수치 해석 모델의 이득 여유를 산출한다(S120). 상기 수치 해석 모델을 위한 수학식 1에 의거하여 수치 해석 모델의 이득 여유를 산출하면, 도 4의 참조 부호 '404'와 같은 그래프로 도시될 수 있다.
한편, 데이터 획득부(30)에서는, 상기 해석부(20)에서 해석한 수치 해석 모델의 이득 여유와 비교하기 위해, 비행 시험 분석 데이터를 획득하여 상기 비행 시험 분석 데이터의 이득 여유를 산출한다. 이를 위한 실제 비행 시험을 수행하기 위해, 상술한 수치 해석 모델에 적용된 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드를 선택하고(S130), 선택한 무장 형상, 계통 형상, 및 제어 모드로 비행 시험을 수행하여 비행 시험 데이터를 측정하고(S140), 그 비행 시험 데이터를 분석한 비행 시험 분석 데이터를 획득하여 그 이득 여유를 산출한다(S150).
우선, 실제 비행 시험을 수행하기 위한 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드를 선택함에 있어서, S110 단계에서 설명한 바와 같이, 실제 비행 시험에서 적용가능한 비행 시험 조건은 하기의 [표 1]과 예시될 수 있다. [표 1]에 예시된 형상은 도 6의 그래프에서 비교적 불안정성이 높은 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드를 갖는 비행 조건을 나타낸다. 이러한 비행 조건 중 수치 해석 모델에 적용된 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드에 대응되는 형상을 실제 비행 시험에 비행 시험 조건으로 선택할 수 있다. 이하에서는, 수치 해석 모델에 적용된 클린 형상의 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드로 비행 시험 데이터의 이득 여유를 산출하는 것을 예로 들기로 한다.
형상 랜딩기어 고도 속도
Clean 내림 낮음 빠름
Heavy Store 내림 낮음 빠름
Heavy Store 올림 높음 빠름
다음으로, S130에서 선택한 비행 시험 조건으로 비행 시험을 수행하기 위해서, 고도와 속도를 조정하고 설정한 조종면에 진동을 주고, 비행기에 달려있는 가속도 센서들을 통하여 피드백 신호를 측정한다(S140). 이 경우에, 이와 같이 진동을 주는 조건은 선택된 제어 모드에 따라 설정된다.
본 실시예에서는 조종면 중 플랩퍼론은 비대칭하게, 수평 미익은 대칭하게, FCTP(Flight Control Test Panel) 박스에 의하여 생성되는 랜덤 가진을 한다. 본래 항공기의 조종 시스템은 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 세가지 기본 피드백 경로를 가진다. 하지만 서보공탄성을 해석하는 상기 비행 시험의 목적상, 3가지 조건의 각 비행 시험에서, 플랩퍼론, 비대칭 수평 미익, 대칭 수평 미익, 또는 러더의 조종면을 가진할 수 있다.
상기 진동을 주는 방법에 대하여, 상기 비행 시험에서는 랜덤 가진을 하고 있지만, 랜덤 가진 대신 버스트(burst) 가진 또는 스윕(sweep) 가진을 할 수도 있다. 랜덤 가진은 조종면에 엑추에이터를 통해 진동을 랜덤하게 주어 구조물의 모드를 측정하기 위한 방법이다. 버스트 가진은 특정 주파수로 일정하게 진동을 가하는 방법이며, 그리고 스윕 가진은 예컨대 대략 1Hz에서 100Hz까지와 같이 원하는 주파수 범위의 진동을 순차적으로 늘려가며 진동을 가하는 방법이다. 이 때, 상기 FCTP에 의해 만들어지는 랜덤 신호는 원하는 주파수 범위만큼만 생성되지 않아 데이터의 질을 떨어뜨릴 수 있으므로, 순차적으로 주파수를 증가시키는 스윕 가진으로 원하는 주파수 범위만큼만 비행 시험에 사용하면, 더 정확한 비행 시험 데이터를 획득할 수 있다.
상기 조종면에 가진을 하고 피드백 신호를 측정함에 있어서, 가진 신호와 피드백 신호는 IADS 소프트웨어를 통해 측정한다. 상기 IADS 소프트웨어에는, 실제 항공기에 가해지는 가진 신호와 더 근사한 가진 신호를 얻을 수 있고, 갑작스런 가진 신호로부터 항공기를 보호할 수 있도록, 하이 패스 필터(High pass filter)를 IADS 소프트웨어에 모사하고 사용할 수 있다.
S140에서 비행 시험의 데이터를 획득하면, 데이터 획득부(30)는 비행 시험 결과에 따른 비행 시험 분석 데이터의 이득 여유를 해석부(20)에서 해석한 수치 해석 모델의 이득 여유와 비교하기 위하여, 상기 비행 시험 데이터에 대한 분석을 행한다(S150). 이 경우, FFT(Function Flight Test) 샘플링 사이즈를 달리해 가며 비행 시험 데이터를 분석할 수 있다. 샘플링 사이즈 설정으로 해석할 라인의 숫자를 조절하는 경우, 해석 라인의 숫자가 많을수록 주파수 폭이 작아지므로, 분석 주파수 간격(Spectral lines)이 적절하도록 조절한다. 샘플링 사이즈가 너무 작을 경우 FFT는 피크(peak)를 검출해 낼 수 없고, 너무 클 경우 데이터가 너무 크게 흩어져보이므로, 적절하게 데이터가 산개되도록 샘플링 사이즈를 조절한다. 이외에도, FFT 데이터를 분석할 때, 측정 데이터의 질을 판단할 수 있는 간섭(Coherence)이나, 분석 주파수 간격 사이의 전달함수 형상 등을 고려한다. 또한, 상기 피드백 신호는 가진 신호, 조종사 입력신호, 난기류 등으로 이루어지는데, 가진 신호 외 모든 다른 입력 값은 FFT의 노이즈의 원인인 것도 고려한다.
이어서, 해석부(20)에서 수치 해석 모델 해석 결과에서 알 수 있는 수치 해석적 이득 여유를 얻고, 데이터 획득부(30)에서 비행 시험 분석 데이터를 통해 알 수 있는 실제 항공기의 이득 여유를 획득했으면, 비교부(40)에서 그 이득 여유를 일대일 비교한다(S160).
도 4에서 그래프 402는 실제 비행 시험 중 플랩퍼론을 비대칭하게 가진하여 상기 데이터 획득부(30)에서 획득한 분석 데이터이고, 그래프 404는 그래프 402의 비행 시험 조건에 대응되는 형상 및 제어 모드에 대하여 수치 해석 모델을 해석한 결과이다. 도 4의 그래프는 상단으로부터 각각 이득 여유, 위상 여유, 및 간섭을 나타내는 그래프이다.
상기 비교부(40)에서 상기 수치 해석 모델 해석 결과에 따른 이득 여유 및 상기 비행 시험 분석 데이터의 이득 여유를 비교하는 경우, 구조 진동 모드가 발생하는 피크(최저 마진) 부분에서만 각 이득 여유의 차이를 확인할 수 있다(S170). 비대칭 플랩퍼론에 관한 이득 여유의 비교 결과인 도 4의 첫 번째 그래프의 경우, 상기 수치 해석 모델의 해석 결과를 보면 6.5Hz 부근에서 피크 양상을 띄고 있으므로, 그 지점을 기준으로 이득 여유를 비교하면 된다. 한편, 도시하지 않은 대칭 수평 미익에 관한 비교 결과에서는 2Hz 근방에서 피크 양상을 띈다.
한편, 구조 진동 모드가 발생하는 피크 부근은 수치 해석 모델의 해석 결과와 비행 시험 데이터의 분석 결과에서 정확히 일치하지 않을 수 있다. 비대칭 플랩퍼론과 관련한 도 4에서도, 수치 해석 모델의 해석 결과에서 구조 진동 모드가 발생한 피크는 6.5Hz 부근이지만, 비행 시험 데이터의 분석 결과에서 피크 발생 지점은 6.64Hz이다. 이 때는, 보수적으로 판단하기 위하여, 상기 두 피크 중에 이득 여유가 작은 쪽의 피크를 선택하여, 비교를 수행할 수 있다. 따라서, 도 4에서는 6.64Hz 부근에서 각 그래프에서 나타나는 이득 여유를 비교하여도 무방하다.
상기 6.64Hz 부근에서 비교를 수행하는 경우, 수치 해석 모델의 해석 결과에서 여유 값은 -15dB이므로 이득 여유는 15dB이고, 비행 시험의 분석 데이터에서 여유 값은 -18dB이므로 이득 여유는 18dB인 것으로 측정된다. 즉, 상기 수치 해석 모델에 3.0dB 정도의 이득 여유의 차이가 있다는 것을 알 수 있고, 3.0dB만큼 수치 해석 모델을 수정할 여지가 있음을 판단할 수 있다. 본 실시예에서는 데이터 획득부(30)에서 데이터를 획득하기 위해 수행한 상술한 표 1의 비행 시험의 세 조건에서 동일하게 3dB의 이득 여유의 차이를 확인하였다. 한편, 위상 여유에 관한 안정성 요건이 모두 만족되는 경우에는, 본 실시예와 같이 위상 여유를 고려하지 않을 수 있다.
그리고, 상기 비교부(40)에서의 비교 결과, 수치 해석 모델과 비행 시험 분석 데이터의 각 이득 여유 간의 차이가 설정값 이상이라고 판단된 경우에는, 수정부(50)에서는 수치 해석 모델을 수정하기 위하여, 상기 수치 해석 모델의 감쇠(damping) 계수를 수정한다(S180). 이 때, 감쇠 계수의 수정은, 상기 비교부(40)에서의 비교 결과 피크 부분에서 산출되는 이득 여유의 차이가 설정값 이하가 되도록 할 수 있다.
상기 설정값은, 비교부(40)에서의 비교 결과에 의해 확인한 수치 해석 모델 의 해석 결과의 이득 여유와 비행 시험 분석 데이터의 이득 여유의 차이를 얼마나 줄일지에 관한 값이다. 즉, 수치 해석 모델의 보수성을 얼마나 제거할 것인지에 관한 것이다. 도 4에서의 비교 결과에서는 6.64dB 부근에서 각 이득 여유의 오차로 3dB이 확인된다. 상기 3dB이 수치 해석 모델에 비해 정확한 실제 비행 시험의 데이터를 바탕으로 얻은 값이며, 실제 비행 시험을 수행한 세 가지 비행 시험 조건에서 동일한 3dB의 값을 확인했기 때문에, 상기 3dB의 보수성을 모두 없애기 위한 수치 해석 모델의 수정도 가능하다.
다만, 수치 해석 모델로 해석한 모든 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드에 대해 실제 비행 시험으로 서보공탄성 해석을 수행한 것이 아니므로, 상기 3dB의 절반 정도인 1.5dB만 보수성을 제거하기로 한다. 다만, 3dB이 아닌 1.5dB의 보수성만 제거한다고 해도, 일반적으로 항공기를 설계할 때 통상적으로 6dB 이상이 되도록 설계를 하는 것과 비교하면, 감쇠 계수를 수정한 수치 해석 모델과 실제 항공기 모델의 차이는 1.5dB에 불과한 것이므로, 이득 여유를 1.5dB 이상만 확보하여도 전체 시스템이 안정화될 수 있다.
상기 수정부(50)에 의해 수정된 수치 해석 모델은, 예컨대, 도 4의 피크인 6.64dB 부근에서 확인된 이득 여유의 오차인 3dB이 1.5dB이 되도록, 적절한 감쇠 계수를 찾아 수정한 것이다. 도 5는, 수정부(50)에 의해 수정된 수치 해석 모델의 해석 결과에 이득 여유(406)와 비행 시험 분석 데이터의 이득 여유(402)를 비교하는 그래프이다. 도 4의 그래프와 비교하여 도 5의 그래프의 피크인 6.64dB 부근에서 이득 여유의 오차가 1.5dB로 감소한 것을 확인할 수 있다.
도 6은 기존의 수치 해석 모델의 서보공탄성 해석 결과 그래프이고, 도 7은 수치 해석 모델을 수정하는 장치(10)에 의해 기존의 수치 해석 모델의 감쇠 계수를 수정한, 수정된 수치 해석 모델에 의한 서보공탄성 해석 결과 그래프이다.
수치 해석 모델의 수정 전후의 서보공탄성 해석 결과의 비교를 위해 도 6 및 도 7의 그래프를 비교하면, 도 7에서는 1.5dB 정도 이득 여유를 확보한만큼, 설계 요구 조건을 만족하지 않는 희색 포인트와 진한 회색 포인트가 줄어들었을 확인할 수 있다. 즉, 보수성을 제거하여 정확도를 향상시킨 수치 해석 모델을 기반으로 다시 서보공탄성 해석을 수행하면, 도 7에서 수치 해석 모델의 신뢰성이 향상하였음을 확인할 수 있다.
도 8은 비행안정성과 관련하여, 수정한 수치 해석 모델에 추가적으로 적용할 구조 연계 필터에 관한 그래프이다. 도 7에서 수정된 수치 해석 모델에 의해서도 안정성 요구 조건을 만족하지 않는 영역에 대하여, 비행 안정성을 높이기 위해, 비행 시험을 통하여 수치 해석 모델을 수정하는 것 외에, 추가적으로 적절한 구조 연계 필터를 설계할 수 있다.
수정된 수치 해석 모델이, 도 7과 같이 여전히 이득 여유를 확보하지 못한 영역을 가지므로, 이는 아직도 실제 항공기에 비하여 오차가 존재한다는 것이다. 따라서, 감쇠 계수를 수정한 수치 해석 모델을 바탕으로 수행한 서보공탄성 해석 결과에서 비행안정성을 만족하지 않는, 예컨대, 도 4에서 확인한 피크의 부근인 6.45dB에, 도 8과 같은 구조 연계 필터를 설계할 수 있다.
본 발명에 따른 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법은 기존의 수치 해석 모델이 갖고 있는 감쇠 계수를 수정함에 따라, 수치 해석 모델의 정확도 및 신뢰도을 향상시킬 수 있으며, 더 정확한 설계 데이터를 제공함에 따라, 고비용 및 위험성 있는 비행 시험을 감소시킬 수 있다.
이상에서 대표적인 실시예를 통하여 본 발명에 대하여 상세하게 설명하였으나, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자는 상술한 실시예에 대하여 본 발명의 범주에서 벗어나지 않는 한도 내에서 다양한 변형이 가능함을 이해할 것이다. 그러므로 본 발명의 권리 범위는 설명된 실시예에 국한되어 정해져서는 안 되며, 후술하는 특허청구범위뿐만 아니라 이 특허청구범위와 균등 개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태에 의하여 정해져야 한다.
20 : 해석부
30 : 데이터 획득부
40 : 비교부
50 : 수정부
P : 피크(최저 이득)

Claims (7)

  1. 비행 시험 분석 데이터와 비교하여 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법에 있어서,
    소정의 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드를 가진 항공기에 대하여 수치 해석 모델을 해석하여 상기 수치 해석 모델의 이득 여유(gain margin)를 산출하는 단계;
    상기 항공기에 대하여 상기 소정의 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드로 비행 시험을 수행하여 비행 시험 분석 데이터를 획득하고 상기 비행 시험 분석 데이터의 이득 여유를 산출하는 단계;
    상기 수치 해석 모델 해석 결과의 이득 여유와 상기 비행 시험 분석 데이터의 이득 여유를 비교하는 단계; 및
    비교 결과 구조 진동 모드를 나타내는 부분에서 산출되는 차이가 설정값 이하가 되도록 상기 수치 해석 모델의 감쇠(damping) 계수를 수정하는 단계
    를 포함하는 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 수치 해석 모델은 하기 수학식 1에 의하여 해석되고,
    수정되는 상기 감쇠 계수가 하기 수식의 Cs인 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법.
    [수학식 1]
    ([Ms]s2 + [Cs]s + [Ks] - q[Qss(s)]){η} = (q[Qsc(s)] - [Msc]s2){δ}
    여기서, Ms = 진동 모드의 질량 계수, Cs = 진동 모드의 감쇠 계수, Ks = 진동 모드의 강성 계수, Qss = 진동 모드의 공기력 계수, Msc = 진동 모드와 제어 모드의 연동 질량 계수, Qsc = 연동 공기력 계수, η = 진동 모드의 일반 좌표, δc = 제어 모드의 일반 좌표, q = 동압력이다.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 무장 형상은 항공기 부하물의 장착 여부에 따른 정상 또는 비정상 무장 형상이고,
    상기 계통 형상은 연료 형상, 노즈 형상, 및 랜딩기어 형상 중 적어도 어느 하나이고,
    상기 제어 모드는 조종면에 대하여 진동을 부여하는 조건을 나타내는 비행 조종 모드를 포함하는 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 비행 시험 분석 데이터를 획득하는 단계는,
    불안정성 기준에 따라 비행 시험을 수행할 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드를 선정하는 단계;
    상기 선정한 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드에서 소정의 조종면에 진동을 부여하는 단계;
    상기 부여한 진동에 의한 피드백 신호를 측정하는 단계; 및
    상기 피드백 신호를 분석하는 단계를 포함하는 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 조종면은 플랩퍼론, 비대칭 수평 미익, 대칭 수평 미익, 및 러더를 포함하고,
    상기 진동을 부여하는 방법은 랜덤 가진, 버스트(burst) 가진, 스윕(sweep) 가진을 포함하는 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법.
  6. 제4항에 있어서,
    상기 피드백 신호를 분석하는 단계는,
    간섭(Coherence), 분석 주파수 간격, 전달함수 형상, 샘플 사이즈에 따른 데이터 산개 정도, 또는 상기 부여한 진동 외에 상기 피드백 신호에 포함된 노이즈에 의거하여 상기 피드백 신호를 분석하는 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법.
  7. 비행 시험 분석 데이터와 비교하여 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 장치로서,
    소정의 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드를 가진 항공기에 대하여 수치 해석 모델을 해석하여 상기 수치 해석 모델의 이득 여유를 산출하는 해석부;
    상기 항공기에 대하여 상기 소정의 무장 형상, 계통 형상 및 제어 모드로 비행 시험을 수행하여 비행 시험 분석 데이터를 획득하고 상기 비행 시험 분석 데이터의 이득 여유를 산출하는 데이터 획득부;
    상기 비행 시험 분석 데이터의 이득 여유와 상기 비행 시험 분석 데이터의 이득 여유를 비교하는 비교부; 및
    비교 결과 구조 진동 모드를 나타내는 부분에서 산출되는 차이가 설정값 이하가 되도록 상기 수치 해석 모델의 감쇠 계수를 수정하는 수정부
    를 포함하는 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 장치.
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