KR20140075668A - 호버링 가능한 항공기의 로터 후류에 의해 생성되는 공기역학적 부하가 항공기 자체에 미치는 효과에 대한 실시간 시뮬레이션 시스템 및 그 방법 - Google Patents

호버링 가능한 항공기의 로터 후류에 의해 생성되는 공기역학적 부하가 항공기 자체에 미치는 효과에 대한 실시간 시뮬레이션 시스템 및 그 방법 Download PDF

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KR20140075668A KR1020147003429A KR20147003429A KR20140075668A KR 20140075668 A KR20140075668 A KR 20140075668A KR 1020147003429 A KR1020147003429 A KR 1020147003429A KR 20147003429 A KR20147003429 A KR 20147003429A KR 20140075668 A KR20140075668 A KR 20140075668A
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Abstract

본 발명에서는 항공기(3) 그 자체에 대한 호버링 가능한 항공기(3)의 로터(2) 후류에 의해 생성되는 공기역학적 부하에 대한 실시간 시뮬레이션 시스템이 기술된다. 상기 시스템(1)은, 조종사를 위한 조종석(10), 상기 항공기(3)의 비행조건을 시뮬레이션하기 위해 조종사로부터의 시뮬레이션 된 명령을 수신할 수 있는 상기 항공기(3)의 시뮬레이션 제어장치(11), 비행조건의 시뮬레이션 된 표현을 생성할 수 있는 시뮬레이션 수단(13), 및 상기 제어장치(11)를 통해 주어진 상기 명령과 관련된 제1신호를 입력으로 수신하고 또한 상기 시뮬레이션 된 공기역학적 부하들과 관련된 상기 시뮬레이션 수단(13)을 위한 제2 제어신호를 생성 및 출력하도록 구성된 프로세싱 장치(14)를 포함한다. 상기 프로세싱 장치(14)는, 주기적으로, 반경(r)을 갖는 보어텍스 링(30)을 발생하고, 다수의 제어 포인트들(A, B, C 및 D)을 보어텍스 링(30)과 연관시키고, 상기 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상에서 유도되는 속도들을 계산하고, 상기 보어텍스 링(30)을 이동 및 업데이트하고, 보어텍스 링들(30)에 의해 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상에 유도되는 속도들에 기초하여 제2신호를 발생한다.

Description

호버링 가능한 항공기의 로터 후류에 의해 생성되는 공기역학적 부하가 항공기 자체에 미치는 효과에 대한 실시간 시뮬레이션 시스템 및 그 방법{REAL-TIME SIMULATION SYSTEM OF THE EFFECTS OF ROTOR-WAKE GENERATED AERODYNAMIC LOADS OF A HOVER-CAPABLE AIRCRAFT ON THE AIRCRAFT ITSELF, AND METHOD THEREOF}
본 발명은 호버링(hovering: 정지비행)이 가능한 항공기, 특히 헬리콥터 또는 전환식 항공기(convertiplane)의 로터의 후류(rotor-wake)에 의해 생성되는 공기역학적 부하들이 항공기 그 자체에 미치는 효과에 대한 실시간 시뮬레이션(simulation) 시스템에 관한 것이다.
본 발명은 또한 호버링 가능한 항공기의 로터 후류에 의해 발생되는 공기역학적 부하의 항공기 자체에 대한 효과를 실시간으로 시뮬레이션(모의시험)하기 위한 프로세싱 장치에 의해 지원되는 방법에 관한 것이다.
항공 기술분야에 있어서 비행 시뮬레이션 시스템들은 기본적으로,
훈련할 조종사를 위한 조종실;
비행기동을 수행하고 시뮬레이션의 비행 조건들을 설정하기 위한, 조종사에 의해 작동될 수 있는 다수의 제어장치들;
시뮬레이션 시야를 변하게 함으로써 그리고 시뮬레이션 된 비행계기들 상의 계기표시들을 통해서, 조종사에 의한 관찰이 가능하고 조종사에게 시뮬레이션 비행의 시각적 표현을 제공할 수 있도록 된 그래픽 인터페이스, 예를 들면, 스크린; 및
상기 제어장치들을 통해서 조종사에 의해 시뮬레이션 된 비행기동 및 비행조건들에 의해 결정되는, 조종석에 대해 시뮬레이션 된 공기역학적 부하들을 발휘할 수 있도록 된 다수의 액추에이터(actuator)을 포함하는 것으로 알려져 있다.
상기한 시뮬레이션 시스템들은,
비행기동과 시뮬레이션 된 비행조건들과 관련된 명령들을 입력으로서 수신하고,
전술한 상기 명령들로부터 초래하는 시뮬레이션 된 공기역학적 부하들의 값들을 계산하고, 그리고
상기 시뮬레이션 된 공기역학적 부하들 및 시뮬레이션 비행의 시각적인 표현 양자를 업데이트하도록 상기 액츄에이터들 및 그래픽 인터페이스들을 위한 일련의 제어신호들을 발생하도록 구성된 프로세싱 장치를 또한 포함한다.
로터 후류(rotor wake)의 항공기와의 상호작용은 로터 면, 동체 및 공기역학적 제어 표면들에 대한 국부적인 속도들에 영향을 미쳐서 항공기가 비행의 여러 단계 중 받게 되는 공기역학적 부하의 변화를 발생하는 것으로 또한 알려져 있다.
항공기와의 로터 후류의 상호작용을 시뮬레이션하기 위해서는,
소정의 비행기동 및 비행조건들과 관련된 항공기에 대한 공기역학적 부하를 실험적으로 측정하고, 그리고
소정의 비행기동 및 비행조건들과 관련된 이러한 공기역학적 부하를 프로세싱 장치에 저장하는 것이 알려져 있다.
이러한 기술에 따르면, 프로세싱 장치는 시각적 표현 및 시뮬레이션 된 공기역학적 부하가 제어장치들을 통해 조종사에 의해 시뮬레이션 된 것들과 대체로 동일한 비행기동 및 비행조건들에 대하여 상기 프로세싱 장치에 저장된 것들과 유사하게끔 그래픽 인터페이스와 액추에이터들을 제어한다.
전술한 기술은, 시각적 표현 및 시뮬레이션 된 공기역학적 부하들 모두가 제어장치들을 통해서 조종사에 의해 시뮬레이션 된 것들과 단지 대체로 유사한 비행기동 및 비행조건들과 관련되므로, 공기역학적 비행 부하의 시뮬레이션에 있어 필수적으로 근사화되는 수많은 비행 테스트들을 수행하는 것을 필요로 하기 때문에 비용이 특히 고가이다.
또 다른 기술에 따르면, 프로세싱 장치는 로터 후류의 동작상태에 대한 수학적 모델을 계산하도록 구성된다. 프로세싱 장치는 조종사에 의해 시뮬레이션 된 명령들과 그것의 저장된 수학적 모델에 기초하여 조종석 상에서 시뮬레이션 된 공기역학적 부하들을 생성한다.
수학적 모델의 첫 번째 예는 "규정 후류(prescribed wake)" 모델로서 문헌상에서 알려진 모델에 의해 표현된다. 이러한 모델들은 프로세싱 장치를 위해 계산기능을 수행하기에 특히 간단하다.
이러한 방식으로, 프로세싱 장치는 조종사에 의해 주어지는 시뮬레이션 된 명령들과 실질적으로 동시적인 방식으로 조종사의 조종석에 대한 시뮬레이션 된 비행 부하 및/또는 시각적 표현을 만들 수가 있다.
달리 말하면, 시뮬레이션 시스템은 항공기에 대한 로터 후류에 의해 발생되는 비행 부하들을 본질적으로 실시간으로 시뮬레이션을 할 수가 있다.
그러나, 상기한 "규정 후류" 모델의 단순성으로 인하여, 시뮬레이션 된 비행 부하들은 근사적인 값들이고, 결과적으로 실제의 비행 부하를 정확하게 표현하지는 않는다. 이것은 결과적으로 시뮬레이터의 시뮬레이션 능력이 축소된다는 것을 의미한다.
예를 들면, 유체역학적 계산을 활용하는 매우 정확한 수학적 모델의 로터 후류가 알려져 있지만, 이들은 극히 복잡하고, 따라서 프로세싱 장치상에서 상당한 처리시간을 필요로 할 것이다.
따라서, 이러한 매우 정확한 수학적 모델들을 활용하더라도 비행 시뮬레이터에서 필요한 것과 같은 실시간으로 항공기에 대한 로터 후류에 의해 발생되는 비행 부하를 효과적으로 시뮬레이션하는 것은 가능하지는 않을 것이다.
실질적으로 실시간으로 그리고 고도의 정확도로써 항공기와의 로터 후류의 상호작용과 연관된 시뮬레이션 된 공기역학적 부하를 생성할 수 있는, 호버링 가능한 항공기를 위한 비행 시뮬레이션 시스템을 제공하는 것은 당해 기술분야에서 필요한 것으로 인식되고 있다.
항공기의 비행 시뮬레이션 시스템들은, 예를 들면, 러시아 특허 제RU2367026호 및 영국특허 제GB802213호로부터 알려져 있다.
본 발명의 목적은 항공기 그 자체에 대한 호버링 가능한 항공기의 로터 후류에 의해 생성되는 공기역학적 부하의 실시간 시뮬레이션 시스템의 구현에 있는데, 이것은 전술한 필요조건이 간단하고 비용이 저렴한 방식으로 충족되도록 해준다.
전술한 목적은 본 발명에 의해 달성되는바, 본 발명은 항공기 그 자체에 대한 호버링 가능한 항공기의 로터 후류에 의해 생성되는 공기역학적 부하의 실시간 시뮬레이션 시스템을 제공하는 것으로서, 상기 시뮬레이션 시스템은:
조종사를 위한 조종석;
항공기의 비행조건을 시뮬레이션하기 위해 조종사로부터의 시뮬레이션 된 명령을 수신할 수 있는 상기 항공기의 적어도 하나의 시뮬레이션 제어장치;
조종석으로부터 인지 가능한 상기 비행조건의 시뮬레이션 된 표현을 생성할 수 있는 시뮬레이션 수단; 및
상기 제어장치를 통해 주어진 상기 명령과 관련된 제1제어신호를 입력으로서 수신하고, 그리고 상기 시뮬레이션 된 공기역학적 부하들과 관련된 상기 시뮬레이션 수단을 위한 제2제어신호를 발생 및 출력하도록 구성된 프로세싱 장치를 포함하는 것에 있어서,
상기 프로세싱 장치는:
소정의 주기성으로, 시뮬레이션 된 유동장(flow field)에서, 상기 로터의 디스크 외주의 값과 연관되는 반경 및 상기 제어장치를 통해 조종사에 의해 설정된 상기 로터의 쓰러스트(thrust)에 비례하는 속도 써큘레이션(velocity circulation)을 갖는 보어텍스 링(vortex ring: 소용돌이 고리)(30)을 발생하는 과정,
다수의 제어 포인트들을 상기 보어텍스 링과 연결하는 과정,
상기 보어텍스 링 및/또는 상기 시뮬레이션 된 유동장에 존재하는 다른 보어텍스 링들의 적어도 일부에 의해 상기 제어 포인트들 상에서 유도되는 속도 및 상기 항공기에 관한 공기의 점근속도(asymptotic speed)를 계산하는 과정,
상기 제어 포인트들 상에 유도되는 상기 속도들에 따라서 상기 보어텍스 링을 이동시키는 과정,
상기한 이동 과정 후에 상기 보어텍스 링을 업데이트하는 과정,
상기 유동장에 존재하는 보어텍스 링들의 상기 제어 포인트들 상에 유도되는 속도들 및 상기 점근속도에 기초하여 상기 항공기의 관심대상의 적어도 하나의 포인트 상에서 유도되는 속도들을 계산하는 과정, 및
상기 항공기의 관심대상의 포인트 상에 유도되는 속도들에 기초하여 상기 제2 제어신호를 발생하는 과정을 포함하는 사이클을 실행하도록 구성되는 것을 특징으로 한다.
본 발명은 또한 항공기 그 자체에 대한 호버링 가능한 항공기의 로터 후류에 의해 생성되는 공기역학적 부하의 효과를 실시간으로 시뮬레이션하기 위한 프로세싱 장치에 의해 지원되는 방법으로서,
상기 항공기의 비행조건을 시뮬레이션하는 과정과,
조종사를 위한 조종석으로부터 인지 가능한 비행조건의 시뮬레이션 된 비행 표현을 상기 프로세싱 장치를 통해 발생하는 과정을 포함하는 방법에 있어서,
소정의 주기성으로 시뮬레이션 유동장에서, 상기 로터의 디스크 반경과 연관되는 반경 및 상기 제어장치를 통해 조종사에 의해 설정되는 상기 로터의 쓰러스트에 비례하는 속도 써큘레이션을 갖는 보어텍스 링을 발생하는 과정,
다수의 제어 포인트들을 상기 보어텍스 링과 연관시키는 과정,
상기 보어텍스 링 및/또는 상기 시뮬레이션 된 유동장에 존재하는 다른 보어텍스 링들의 적어도 일부에 의해 상기 제어 포인트들 상에 유도되는 속도, 및 상기 항공기에 관한 공기의 점근속도를 계산하는 과정,
상기 제어 포인트들 상에 유도되는 상기 속도들에 따라서 상기 보어텍스 링을 이동시키는 과정,
상기한 이동 과정 후에 상기 보어텍스 링을 업데이트하는 과정,
상기 시뮬레이션 된 유동장에 존재하는 상기 보어텍스 링들의 상기 제어 포인트들 상에서 유도되는 속도들 및 상기 점근속도에 기초하여 상기 항공기의 관심대상의 적어도 하나의 포인트에 유도되는 속도를 계산하는 과정, 및
상기 항공기에 대해 유도되는 상기 속도에 기초하여 상기 시뮬레이션 된 비행 표현을 발생하는 과정을,
포함하는 사이클을 실행하도록 상기 프로세싱 장치를 구성하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 대한 더 양호한 이해를 위하여, 첨부된 도면을 참조하여 비한정적인 예를 들어 설명하는 방식으로, 하나의 바람직한 실시예가 아래에서 기술된다.
도 1은 본 발명에 따른 호버링이 가능한 항공기를 위한 비행 시뮬레이션 시스템을 개략적으로 도시한다;
도 2는 항공기를 개략적으로 도시한다;
도 3은 소용돌이 고리(vortex ring: 보어텍스 링)의 기하학적 표현이다;
도 4는 도 3의 보어텍스 링 및 관련된 제어 포인트들을 도시하고 있다;
도 5는 도 3 및 도 4의 보어텍스 링에 대한 참조 시스템을 나타낸다;
도 6은 도 3 내지 도 5의 보어텍스 링을 업데이트하는 단계를 나타낸다;
도 7은, 다양한 시뮬레이션 된 비행조건들에 대하여, 지면효과(in-ground effect: IGE) 호버링 및 지면외효과(out of ground effect: OGE) 호버링의 조건과 관련한, 시뮬레이션에 있어서의 보어텍스 링들의 수의 변화에 대하여 항공기와의 로터 후류의 상호작용을 시뮬레이션하기 위해 본 발명에 따른 시스템에 의해 활용되는 시간의 역함수 곡선을 나타낸다; 그리고
도 8은 지면효과 비행조건을 시뮬레이션하기 위한 본 발명에 따른 시스템에 의해 활용되는 시뮬레이션 구성을 개략적으로 나타내는 도면이다.
도 1을 참조하면, 참조번호 1은 항공기 그 자체에 대한 호버링 가능 항공기의 로터(2)의 후류에 의해 발생되는 공기역학적 부하의 실시간 시뮬레이션 시스템을 나타낸다.
상기한 시뮬레이션 시스템(1)은 특히 조종사 트레이닝 시스템이다.
특히, 상기 항공기는 호버링(hovering)이 가능한 헬리콥터 또는 전환식 항공기(convertiplane)일 것이다.
도 2에 예시된 경우에 있어, 항공기는 헬리콥터(3)이며, 기본적으로는 동체(4), 상기 동체(4)의 상부로부터 돌출한 로터(2) 및, 예를 들면, 제한하는 것은 아니지만, 후미 로터(6)에 의해 표현되는 다수의 제어 면들(5)을 포함하고 있다.
상기 시스템(1)은 기본적으로는,
훈련될 조종사를 위한 조종석(10);
비행기동 및 시뮬레이션 비행 조건들을 나타내는 명령들을 지시하기 위해 조종사에 의해 조작될 수 있는, 예를 들면, 조이스틱 또는 조종간과 같은, 다수의 시뮬레이션 된 제어장치들(11);
시뮬레이션 된 비행에 대한 시각적인 표현을 조종사에게 제공할 수 있고 조종사가 볼 수 있는, 예를 들면 스크린과 같은, 그래픽 인터페이스; 및
조종석(10)으로부터 인지할 수 있는 비행의 시뮬레이션 된 표현을 생성할 수 있는 다수의 시뮬레이션 장치들(13)을 포함하여 이루어진다.
더 상세하게는, 상기 시뮬레이션 장치들(13)은,
상기 제어장치들(11)을 통해 조종사에 의해 시뮬레이션 되는 비행기동 및 비행 조건들에 의해 결정되는, 시뮬레이션 된 공기역학적 부하들을 조종석(10)에서 발휘할 수 있는 다수의 액추에이터들(15), 및
상기 그래픽 인터페이스(12) 상에서 시뮬레이션 된 비행의 시각적 표현을 디스플레이할 수 있도록 된 디스플레이 장치(16)를 포함한다. 이러한 시뮬레이션 된 시각적 표현은 제어장치들(11)을 통해 조종사에 의해 시뮬레이션 된 비행기동 및 비행 조건들에 의해 결정된다.
특히, 상기한 시뮬레이션 된 그래픽 표현은 그래픽 인터페이스(12) 상에 디스플레이되는 각각의 비행계기들에 제공되는 일련의 시뮬레이션 비행 기록들 및 조종사의 시계에 대한 시뮬레이션으로서 획득된다.
더 상세하게는, 프로세싱 장치(14)는 조종사에 의해 입력으로서 제어장치들(11)에 제공된 명령들을 수신하고, 그리고 조종석(10) 상에 생성될 시뮬레이션 된 공기역학적 부하들과 연관된 시뮬레이션 장치들(13)을 위한 제어신호들을 발생하고 출력하도록 구성된다.
프로세싱 장치(14)는, 예를 들면, 로터(2)의 기하학적 특성과 같은 로터(2)에 대한 중요 데이터 및 헬리콥터(3)의 제어 면들(5)의 상승저항계수와 같은 헬리콥터(3)에 대한 중요 데이터가 저장되는 저장장치(17)를 포함하고 있다.
프로세싱 장치(14)는 또한 헬리콥터(3) 상에서 그리고 유동장에 있어서의 부가적인 관심대상의 포인트들 상에서 로터(2)의 후류에 의해 발생되는 공기역학적 부하들을 실시간으로 시뮬레이션하도록 구성된다.
그러한 목적으로, 상기 프로세싱 장치(14)는 다수의 환상의 소용돌이 특이점들(annular vortical singularities)(이하의 설명에서는 보어텍스 링들(30)로서 지칭됨)에서 실시간으로 로터(2) 후류를 시뮬레이션하도록 구성된다. 이 덕분에, 상기 프로세싱 장치(14)는 정확한 분석적 해법들이 보어텍스 링들(30)에 의해 유도되는 속도장(velocity field)에 대해 알려져 있다는 사실을 활용한다.
바람직하게는, 상기 프로세싱 장치(14)는 주기적으로,
소정의 주기(쿵)로써 그리고 시뮬레이션 된 유동장에서, 상기 로터(2)의 디스크 외주의 값과 연관되는 반경(r) 및 제어장치(11)를 통해 조종사에 의해 설정된 로터(2)의 쓰러스트(T)에 비례하는 속도 써큘레이션(velocity circulation)을 갖는 보어텍스 링(30)을 발생하고,
다수의 제어 포인트들(A, B, C 및 D)을 상기 보어텍스 링(30)과 연관시키고,
상기 보어텍스 링(30) 및/또는 상기 시뮬레이션 된 유동장에 존재하는 다른 보어텍스 링들(30) 중의 적어도 일부에 의해 상기 제어 포인트들 상에서 유도되는 속도들 및 헬리콥터(3)에 대한 공기의 점근속도(asymptotic speed)(Vasin)를 계산하고,
상기 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상에서 유도되는 상기 속도들에 따라서 보어텍스 링(30)을 이동시키고,
상기한 이동 과정 후에 보어텍스 링(30)을 업데이트 하고,
유동장에 존재하는 보어텍스 링들(30)의 상기 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상에서 유도되는 속도들 및 상기 점근속도(Vasin)에 기초하여 관심대상의 임의의 포인트들, 예를 들면, 상기 헬리콥터(3)의 표면들(5) 상에서 유도되는 속도들을 계산하고, 그리고
상기 헬리콥터(3)의 상기 표면들(5) 상에서 유도되는 속도들에 기초하여 상기 시뮬레이션 장치들(13)을 위한 제어신호들을 발생하도록 구성된다.
프로세싱 장치(4)는 또한 소정의 시간 간격이 경과된 후에는 유동장으로부터 보어텍스 링(30)을 제거하도록 구성된다.
달리 설명하면, 프로세싱 장치(14)는 로터(2)의 후류를 시뮬레이션하는데, 이것은 점근속도(Vasint)와 이전에 방출된 다른 보어텍스 링들(30)에 의해서만 영향을 받는, 로터(2)의 디스크의 시뮬레이션 된 유동장에서 일련의 보어텍스 링들(30)을 방출(releasing)하고 또한 각각의 보어텍스 링(30)을 시뮬레이션 된 유동장에서 자유롭게 움직이도록 함으로써 이루어진다.
특히, 상기한 점근속도(Vasint)라는 용어는 공기가 후류에 의해 방해받지 않는 것으로 여겨질 수 있도록 로터(2)의 후류로부터 충분히 멀리 떨어진 위치에서의 헬리콥터(3)에 대한 공기의 명시적 속도(apparent speed)로서 의도된다.
바람직하게는, 프로세싱 장치(14)는 시뮬레이션 된 유동장에 존재하는 모든 다른 보어텍스 링들(30) 및/또는 바람 및/또는 점근속도(Vasint)의 효과에 기초하여 각각의 보어텍스 링(30)의 제어 포인트들(A, B, C 및 D)의 속도를 계산하도록 구성된다.
더 상세히 설명하면, 프로세싱 장치(14)는 보어텍스 링(30)의 이동과정 중에 써큘레이션 Γ의 값을 일정하게 유지하도록 구성된다.
프로세싱 장치(14)는 또한 각각의 보어텍스 링(30)이 그것의 이동 중에 그의 원형(circular)의 형태를 유지하도록 구성된다(도 6 참조).
프로세싱 장치(14)가 수행하도록 구성되는 동작 사이클이 시뮬레이션 될 유동장에서의 보어텍스 링(30)의 방출(release)로부터 시작하여 아래에 기술된다.
더 상세하게는, 시뮬레이션 된 유동장은 현재 고려중인 보어텍스 링(30) 전에 발생된 아직 제거되지 않은 다른 보어텍스 링들(30) 및 고려중인 보어텍스 링(30) 후에 발생된 다른 보어텍스 링들(30)을 포함한다.
세부적으로는, 프로세싱 장치(14)는 제어 포인트들(A, B, C 및 D)(도 4 내지 도 6 참조)을 방출의 순간에 각각의 보어텍스 링(30)에 연관하도록 구성된다.
부가적으로, 발생의 시점에서, 상기 제어 포인트들(A, B, C 및 D)은 로터(2)의 디스크와 통합적이고 로터(2)의 일 축 상에 중심이 맞춰진 참조시스템의 서로 수직인 x축 및 y축(도 4 참조)을 따라 배열된다. 상기 참조시스템은 또한 로터(2)의 디스크와 x축 및 y축에 직교하는 z축을 포함하고 있다.
x 축 및 y 축에 따른 제어 포인트들(A, B, C 및 D)의 위치는 0.2 내지 0.9 사이의 (예시된 경우에 있어서는 0.8 미만이 바람직함) 변수인 로터(2)의 반경의 곱셈계수(multiplication coefficient)(εr)를 통해서 파라미터로 된다.
로터(2)의 디스크와의 통합적인 참조시스템 x, y, z 좌표에서 상기한 네 개의 제어포인트들의 위치는 다음과 같으며,
A=(Rεr; 0; Hhub); B=(0; Rεr; Hhub);
C=(-Rεr; 0; Hhub); D=(0; -Rεr; Hhub).
그리고, 더욱 명료하게 하기 위해, 도 4에 그래픽으로 예시되어 있다. 특히 HHUB 는 z축에 따르는 로터(2)의 허브의 위치에 해당한다.
보어텍스 링(30)은 세 부분의 정보에 의해서, 즉, 중심(O)의 위치에 의해서, 그것의 반경(r) 및, 마지막으로, 세 개의 버서(versor)들, 즉 링의 평면에 수직이고 아래쪽 방향인 t3, 제어 포인트 B를 향하는 t1, 그리고 그 결과로서 제어 포인트 C를 향하는 t2에 의해 명확하게 결정되는데, 이렇게 함으로써 오른손 회전(???right-handed triad???)을 하도록 한다(도 5 참조).
발생의 시점에서, 반경 r 은 로터(2)의 반경의 값(R)을 취하고, 중심은 로터(2)의 허브의 중심에 배치될 것이며, 그리고 버서들(versors)(t1, t2, t3)은 x, y, z 축과 일치할 것이다.
이때, 프로세싱 장치(14)는,
나중에 표시될 관계들(1)에 따라서 그것의 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상에서 방금 방출된 보어텍스 링(30)의 자기유도 속도들을 계산하고, 그리고
완전히 유사한 과정을 사용하여, 시뮬레이션 된 유동장에도 또한 존재하는 다른 보어텍스 링들(30)의 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상에서 유도되는 속도들을 계산하도록 구성된다.
일단 보어텍스 링(30)의 제어 포인트들(A, B, C 및 D)의 각각에 유도된 속도들이 알려지면, 프로세싱 장치(14)는 유동장에서 보어텍스 링(30)을 이동시킨다.
그러한 목적을 위해, 프로세싱 장치(14)는 각각의 보어텍스 링(30)의 세 개의 버서들 t1(t), t2(t) 및 t3(t)를 통해 적분 스텝 크기 Δt로써 중심 O(t)의 위치, 반경 r(t) 및 경사를 계산하도록 구성된다(도 6 참조).
더 구체적으로는, 상기 프로세싱 장치(14)는, 제어 포인트들(A, B, C 및 D)의 현재의 위치 P(t) 및 벡터 V(t)에 기초하여, 다음의 시점(temporal instant) t+Δt에서의 보어텍스 링(30)의 포인트들(A, B, C 및 D)의 업데이트 된 위치 벡터 P(t+Δt)를 하기의 수식에 따라서 계산한다:
P(t+Δt)=P(t)+V(t)Δt;
V(t)=Vind(t)+Vasin(t).
더 상세하게는, 벡터 V(t)는 각각의 제어 포인트들(A, B, C 및 D)에서의 점근속도 Vasin(t)의 Vasin(t) 성분들 및 보어텍스 링들(30)의 포인트들(A, B, C 및 D)에서 유도된 속도 성분들을 포함하는 벡터 Vind(t)의 합과 같다.
달리 설명하면, 백터들P(t+Δt), P(t) 및 V(t)는 12개의 컬럼들을 가지며, 또한 제어 포인트들(A, B, C 및 D)의 위치좌표들과 속도들과 연관된 각각 네 세트의 세 스칼라(scalar) 값들을 포함한다.
일단 제어 포인트들(A, B, C 및 D)의 새로운 위치 P(t+Δt)가 계산되고 그리고 일정 시간간격(Δt) 경과 후에는, 프로세싱 장치(14)는 보어텍스 링(30)을 업데이트 한다.
특히, 보어텍스 링(30)을 업데이트하기 위하여 프로세싱 장치(14)는 보어텍스 링(30)과 통합된 새로운 기준시스템의 중심 O(t+Δt) 및 반경 r(t+Δt) 그리고 버서 t1(t+Δt), t2(t+Δt) 및 t3(t+Δt)의 견지에서 보어텍스 링(30)의 새로운 위치를 유도한다.
특히, 시간 t+Δt에서 계산된 양들은 업데이트 된 보어텍스 링(30)을 언급하는 반면, 시간 t에서 계산된 양들은 동일한 변위의 보어텍스 링(30)을 언급하지만, 이것은 앞으로 업데이트 될 것이다.
특히, 프로세싱 장치(14)는 업데이트 된 보어텍스 링(30)의 업데이트 된 중심 O(t+Δt)의 위치를 중심 시간 t에서의 제어 포인트들(A, B, C 및 D)의 위치들의 무게중심으로서 계산하도록 구성된다.
프로세싱 장치(14)는 또한 시간 t+Δt에서의 반경 r(t+Δt)를 아래와 같이 계산한다:
Figure pct00001
여기서, OA(t+Δt), OB(t+Δt), OC(t+Δt) 및 OD(t+Δt)는 업데이트 된 중심 O(t+Δt)과 시간 t+Δt에서의 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 사이의 거리이며, 그리고 εr은 위에서 지정된 파라미터이다.
이와 같이 프로세싱 장치(14)는 보어텍스 링(30)을 업데이트하는 과정을 완료하였다.
이때, 프로세싱 장치(14)는 업데이트 된 중심 O(t+Δt)으로부터의 거리 r(t+Δt)εr에서 업데이트 된 보어텍스 링(30) 상에서 업데이트 된 제어 포인트들(A, B, C 및 D)을 재배치한다.
프로세싱 장치(14)는 주어진 시간 간격이 경과 된 후 보어텍스 링(30)을 제거하도록 구성된다.
마지막으로, 프로세싱 장치(14)는 헬리콥터(3)에 대한 공기의 점근속도(Vasin) 및 상기한 관계들(1)을 통해 유동장에 존재하는 보어텍스 링(30)의 포인트들(A, B, C 및 D)에서 유도된 속도들의 조합의 효과로서 상기 표면들(5)의 포인트들과 같은 관심대상의 유동장의 포인트들에서의 속도들을 계산하도록 구성된다.
일단 표면(5)의 포인트들에서 유도된 속도들이 알려지고 나면, 프로세싱 장치(14)는 저장장치(17)에 저장된 헬리콥터(3)의 공기역학 데이터를 이용하여 표면(5)에 대한 결과적인 공기역학적 부하들을 계산하도록 구성된다.
마지막으로, 프로세싱 장치(14)는 표면(5)의 동일한 포인트들에 존재하는 공기역학적 부하들로 인한 상기 표면(5)의 포인트들에서의 가속도를 계산한다.
이 가속도들은 디스플레이 장치(16) 및 액추에이터들(15)을 위한 제어신호들로 사용된다.
조종사가 제어장치들을 통해서 지면효과(IGE) 비행기동을 시뮬레이션하기를 요구하는 경우에 프로세싱 장치(14)는,
지면을 중심으로 반영된 각각의 보어텍스 링(30)에 대하여 대칭적인 가상의 보어텍스 링(30)을 발생하고, 그리고
상기 가상의 보어텍스 링의 효과에 기초하여 각각의 상기 보어텍스 링(30)의 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상에서 유도된 속도를 계산하도록 구성된다.
이러한 방식으로, 상기 시스템(1)은 지면에 대해 거울로 된 것처럼 로터(2) 그 자체에 대칭인 위치에 상기 로터(2)에 대해 동일하지만 반대로 된 힘의 가상의 로터의 존재를 시뮬레이션 한다(도 8 참조).
이 덕분에, 상기 시스템(1)은, 지면효과 비행 기동의 조건에서 로터(2)에 의해 발생된 흐름관(flow tube)은 무한하게 연장되지는 않지만, 지면에 닿는다는 사실을 효과적으로 시뮬레이션할 수가 있게 된다.
다음에서는 프로세싱 장치(14)가 각각의 보어텍스 링(30)의 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상에서의 각각의 보어텍스 링(30)에 의해 유도되는 속도장을 어떻게 계산하는지가 설명된다(도 3 참조).
더 상세하게는, 프로세싱 장치(14)는 비오-사바르의 법칙(Biot-Savart Law)에 입각하여 좌표 r m ,θ 을 갖는 생성점(generic point) Q에서 좌표 r n ,θ′을 갖는 보어텍스 링(30)의 i번째 세그먼트 ds에 의해 유도되는 유도 속도 dV i 의 무한소값(infinitesimal value)을 폐쇄형으로 도출하도록 구성된다:
이전의 관계에서, 길이 ds의 분석된 보어텍스 세그먼트의 버서(versor)는 t로서 지시되고 있으며, 그리고 보어텍스 링(30)에 관한 생성점(Q)의 위치 벡터는 Z로서 지시된다. 이러한 양들은 아래에 지시된 바와 같이 정의된다:
Figure pct00003
프로세싱 장치(14)는 또한 전술한 관계식들을 이용하도록 그리고 다음과 같은 θ'= 0 및 θ'= 2π 사이의 적분(1)을 수행함으로써 축 방향(axial)의 속도성분 umn 및 라디칼(radical) 속도성분 vmn을 계산하도록 구성된다:
Figure pct00004
여기서, xn 및 xm 은 포인트 Q 및 보어텍스 링(30)의 i번째 세그먼트의 좌표이다(도 3에서 포인트 n으로서 표시됨). 다른 양들은 도 2에서 볼 수 있는 것들이다.
이들 관계식들은 하기의 적분식(1)에 따르는 제1 및 제2 종의 타원적분(elliptic integrals)을 이용하여 적분이 가능하다:
Figure pct00005
Figure pct00006
여기서, K(k) 및 E(k)는 제1 및 제2종의 완전타원적분(complete elliptic integrals)인데, 그것의 계산은 아래에 예시될 것이며;
Γ는 보어텍스 링(30)을 따른 속도벡터의 써큘레이션의 값이고;
v 및 w 는 비차원적 축 및 라디칼 좌표계(non-dimensional axial and radial coordinates)이다.
Figure pct00007
Figure pct00008
프로세싱 장치(14)는 특히 하기의 식에 따른 방출 순간에서의 써큘레이션 Γ의 값을 계산하도록 구성된다:
Figure pct00009
여기서,
T는 제어장치들(11)을 통해 조종사에 의해 설정되는 로터(2) 쓰러스트의 순시적 값이고;
V tip 는 제어장치들(11)을 통해 조종사에 의해 설정되는 로터(2)의 선단속도이고;
S는 저장장치(17)에 저장된 로터(2)의 면적이고;
ρ는 저장장치(17)에 저장된 공기 밀도이고;
σ는 로터 고형성(rotor solidity), 즉 저장장치(17)에 저장된, 블레이드에 의해 점유된 로터(2)의 표면의 비율을 나타내는 파라미터이고;
kΓ는 수정계수(corrective coefficient)로서, 저장장치(17)에 저장된, 예시된 경우에서 1.2와 같으며; 그리고
kp는 보어텍스 링(30)이 모든 블레이드 경로에서 방출되지는 않지만, 후류 내에서 보어텍스 링(30)의 충분히 조밀한 분포를 보증하도록 주기성을 갖는다는 것을 고려하기 위해서 도입되는 계수이다.
하기와 같이 예시된 경우에서,
Figure pct00010
여기서,
Figure pct00011
R 은 로터(2)의 반경이고; 그리고
Vasin 은 점근속도이다.
상기한 적분식(1)은 유일형(singular)이다. 특히, 포인트 P에서의 유도속도(induced velocity)의 축 및 라디칼 성분들(umn 및 vmn )은 v　=　0 및 w　=　1일 때, 즉 보어텍스 링(30)의 모서리들에서는 유일형이며; 포인트 P에서의 유도속도의 라디칼 성분(vmn)은 w　=　0일 때, 즉 보어텍스 링(30)의 축 상에 위치하는 포인트들에서도 또한 유일형이다.
이러한 특이성(singularity) 문제를 해결하기 위하여, 프로세싱 장치(14)는 w=1 에 근접하게 비-특이성화 코어(desingularization core)를 부과하도록 구성되는데, 여기서 포인트 P에서의 유도속도의 축 및 라디칼 성분들(umn 및 vmn)은 w-ε 및 w+ε에서의 속도 값 사이에서 선형으로 변하는 것으로 간주 된다.
바람직하게는, ε=　0.05w이다. 물리적 현상에 따른 상기 링의 모서리 상의 과도하게 급한 속도 그라디언트(velocity gradient)를 피하기 위해 0.05의 값이 선택되었다.
v　=　0에서, 라디칼 성분(vmn)의 특이성에 관하여, 프로세싱 장치(14)는 또한 반경 ε=　0.05r를 갖는 비-특이성화 코어를 부과하도록 구성된다.
라디칼 성분(vmn)은 또한 유일형이지만 w → 0 이 됨에 따라 영으로 되는 경향이 있다는 것을 유념하는 것이 중요하다. 이 경우, 프로세싱 장치(14)는 작은 임의적인(discretionary) 비-특이성화 코어를 이용하도록 구성되고, 그리고 10-8을 사용하게끔 선택되었다.
프로세싱 장치(14)는 또한 다음의 수식에 따라서 파라미터들 K(k) 및 E(k)을 계산하도록 구성된다:
Figure pct00012
그러한 목적을 위해, 저장장치(17)는 파라미터 k가 변화함에 따라서 K(k) 및 E(k)값들을 계산하기 위해 메모리에 저장된 범용성으로 유효한 테이블들을 보유한다.
이들 테이블들에 대한 유효성의 한계는 적분이 유일형(singular)인 경우Φ(k) → 90°일 때이다. 프로세싱 장치(14)는 Φ(k) = 90°에 근접하여 하기의 점근적 표현을 적용하도록 구성된다:
K(k) = ln(4/cos(Φ))
Figure pct00013
프로세싱 장치(14)는 바람직하게는 필요한
Figure pct00014
값을 획득하기 위해 이 테이블들을 선형으로 보간(interpolate)하도록 구성된다.
특히, 프로세싱 장치(14)에 저장된 테이블들은 0.5°의 스텝으로 Φ(i)=0°→Φ(i)=89.5°까지의 지시된 방식으로 생성된다. 이러한 방식으로 분석된 것에 가장 근접하지만 그것보다 더 낮은 모듈러스의 값의 테이블에서의 위치가 다음과 같이 명확하게 결정될 수 있다:
i= floor (Φ(k)/Φ(N)·(N-1)+1)
여기서, N=180은 테이블들의 최대 인덱스이고,
Figure pct00015
은 분석되고 있는 값이고, 그리고
Figure pct00016
은 테이블 값이다. 더 높은 모듈러스 값, 즉 보간 라인이 통과되도록 하는 제2포인트는 단순히 다음 위치 (i+1)에서의 값이고; 그리고 여기서 함수 floor (.. )는 그것에 통과된 값 바로 아래로 정수를 되돌린다.
프로세싱 장치(14)는 Δτ 값이 Δt 값보다 더 크도록, 그리고 예시된 경우에서는, kp/4와 같도록 또한 구성된다.
특히, 프로세싱 장치(14)는 보어텍스 링(30)과 통합적인 기준시스템에서 전술한 사이클을 실행하도록, 그리고 결과적으로는, 지면과 통합적인 관성적 기준시스템을 각각의 보어텍스 링(30)과 통합적인 기준시스템(t1, t2, t3)으로의 변환하는 것을 가능케 하기 위해 적절한 그리고 메모리에 저장된 일련의 로테이션 매트릭스들을 갖는다.
더욱이, 실행될 때, 전술한 사이클을 구현할 수 있는 프로세싱 장치(14)의 메모리에는 소프트웨어 프로그램이 로딩 된다.
사용시, 조종사는 제어장치들(11)을 통해 시뮬레이션 된 명령들을 제공함으로써 시뮬레이션 비행 기동을 수행한다. 이러한 시뮬레이션 명령들은 소정의 비행조건들, 예컨대, 로터(2)의 쓰러스트 값들(T)과 비행 기동들, 예컨대, 지면효과 비행기동이나 호버링 비행기동을 시뮬레이션한다.
저장장치(17)에 저장된 데이터 및 제어장치(11)에 제공되는 시뮬레이션 명령들에 입각하여, 프로세싱 장치(14)는 전술한 사이클을 실행하고 그리고 그것의 실행을 위해 구성된다.
달리 설명하면, 프로세싱 장치(14)는 전술한 사이클에 따라서 로터(2)의 후류의 헬리콥터(3)와의, 그리고 특히, 헬리콥터(3)의 표면들(5)과의 상호작용으로 인한 공기역학적 부하들을 시뮬레이션한다.
프로세싱 장치(14)는 또한 상기 표면들(5)에 대한 전술한 공기역학적 부하들에 의해 생성되는 가속도를 계산한다.
이러한 사이클의 종료시, 상기 프로세싱 장치(14)는 시뮬레이션 된 공기역학적 부하들에 해당하는, 따라서 조종사에 의해 시뮬레이션 된 비행 명령들에 해당하는, 디스플레이 장치(16)를 위한 그리고 액추에이터들(15)을 위한 제어신호들을 발생한다.
본 발명에 따른 시스템(1)과 그에 따라서 구현되는 방법에 대한 시험으로부터 그에 의해 성취되는 장점들이 명백하게 이해될 것이다.
특히, 상기 시스템(1)은 본 명세서의 도입부에서 기술된 시스템보다 더 높은 정확도로써 그리고 어떤 테스트 비행이 수행될 필요 없이 로터(2)의 후류의 헬리콥터(3)와의 상호작용에 의해 생성되는 공기역학적 부하들을 시뮬레이션하는 것을 가능하게 한다.
특히, 본 출원인은 20 내지 30의 범위에서 다수의 보어텍스 링(30)을 생성함으로써 로터(2)의 후류의 헬리콥터(3)의 상호작용과 연관된 공기역학적 부하가 충분히 사실적인 방식으로 시뮬레이션 된다는 것을 인식하였다.
도 7에 도시된 바와 같이, 20 내지 30의 범위에서 다수의 보어텍스 링들을 생성하는 것은 지면효과(IGE) 조건의 호버링 및 지면외효과(OGE) 호버링 모두에 관하여 액추에이터들(15)을 위한 제어신호들의 실시간 발생에 적합한 프로세싱 장치를 위한 계산 시간(tcpu)들을 필요로 한다.
부가해서, 상기 시스템(1)은 정확하게 실시간으로 여러 가지의 비행조건들, 예를 들면, 호버링, 전방비행, 측면비행, 지면효과 비행, 자동회전, 상승 및 하강 기동과 같은 비행기동들을 시뮬레이션하는 것을 가능하게 한다.
마지막으로, 상기 시스템(1)은, 예를 들어, 지면 상의 포인트들과 같은 헬리콥터(3)로부터 어느 정도 거리를 둔 위치에서도 유동장의 원하는 포인트들에서 로터(2)의 후류로부터 초래하는 속도를 시뮬레이션하는 것을 가능하게 한다.
마지막으로, 후술하는 청구범위의 보호범위로부터 벗어남이 없이도 그에 대한 변형과 변화가 상기 시스템(1) 및 상술한 방법에 대해 적용될 수가 있다는 것이 명백하다.
특히, 상기 프로세싱 장치(14)는, 예를 들면, 보어텍스 링(30)의 반경의 두 배에 상당하는 임계치보다 더 큰 거리에서 시뮬레이션 된 유동장에 존재하는 다른 보어텍스 링들(30)의 각각의 보어텍스 링(30)에 대한 효과를 무시하도록 구성될 수도 있을 것이다.

Claims (23)

  1. 호버링 가능한 항공기(3)의 로터(2) 후류에 의해 생성되는 공기역학적 부하들이 항공기(3) 그 자체에 미치는 효과에 대한 실시간 시뮬레이션 시스템(1)으로서,
    조종사를 위한 조종석(10);
    상기 항공기(3)의 비행조건을 시뮬레이션하기 위해 조종사로부터의 시뮬레이션 된 명령을 수신할 수 있는, 상기 항공기(3)의 적어도 하나의 시뮬레이션 제어장치(11);
    조종석(10)으로부터 인지 가능한 상기 비행조건의 시뮬레이션 된 표현을 생성할 수 있는 시뮬레이션 수단(13);
    상기 제어장치(11)를 통해 주어진 상기 명령과 관련된 제1 제어신호를 입력으로 수신하고, 그리고 상기 시뮬레이션 된 공기역학적 부하들과 관련된 상기 시뮬레이션 수단(13)을 위한 제2 제어신호를 발생 및 출력하도록 구성된 프로세싱 장치(14)를 포함하는 시뮬레이션 시스템에 있어서,
    상기 프로세싱 장치(14)는,
    (a) 소정의 주기(Δτ)로써 그리고 시뮬레이션 된 유동장에서, 상기 로터(2)의 디스크 외주의 값과 연관되는 반경(r) 및 상기 제어장치(11)를 통해 조종사에 의해 설정되는 상기 로터(2)의 쓰러스트(T)에 비례하는 속도 써큘레이션(Γ)을 갖는 보어텍스 링(30)을 발생하는 과정;
    (b) 다수의 제어 포인트들(A, B, C 및 D)을 상기 보어텍스 링(30)과 연관시키는 과정;
    (c) 상기 보어텍스 링(30)에 의해 및/또는 상기 시뮬레이션 된 유동장에 존재하는 다른 보어텍스 링(30)들의 적어도 일부에 의해 상기 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상에서 유도되는 속도들, 및 상기 항공기(3)에 대한 공기의 점근속도(Vasin)를 계산하는 과정;
    (d) 상기 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상에 유도되는 상기 속도들에 따라서 상기 보어텍스 링(30)을 이동시키는 과정;
    (e) 상기한 이동 과정 후에 상기 보어텍스 링(30)을 업데이트 하는 과정;
    (f) 상기 유동장에 존재하는 보어텍스 링들(30)의 상기 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상에 유도되는 속도들 및 상기 점근속도(Vasin)에 기초하여 상기 항공기(3)의 관심대상(5)의 적어도 하나의 포인트에 유도되는 속도를 계산하는 과정; 및
    (g) 상기 항공기(3)의 관심대상(5)의 상기 포인트 상에 유도되는 속도들에 기초하여 상기 제2제어신호를 발생하는 과정을 포함하는 사이클을
    실행하도록 구성된 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 시스템.
  2. 제1항에 있어서, 상기 사이클은,
    (h) 소정의 시간 간격이 경과한 후에 상기 시뮬레이션 유동장으로부터 상기 보어텍스 링(30)을 제거하는 과정을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 시스템.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 프로세싱 시스템(14)은 상기 이동 과정(d) 중에 상기 속도 써큘레이션(Γ)을 일정하게 유지하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 시스템.
  4. 제1항 내지 제3항 중의 어느 한 항에 있어서, 상기 프로세싱 시스템(14)은 상기 이동 과정(d) 중에 상기 보어텍스 링(30)의 원형의 형상을 유지하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 시스템.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 사이클의 상기 보어텍스 링(30)을 이동시키는 상기 과정(d)는,
    (i) 상기 보어텍스 링(30)의 상기한 현재의 제어 포인트들(A, B, C 및 D)의 현재의 위치 벡터 P(t)를 계산하는 과정;
    (j)　상기 점근속도(Vasin(t))를 나타내는 벡터와 상기 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상의 현재의 유도속도 벡터(Vind(t))의 합과 같은 속도 벡터(V(t))를 계산하는 과정; 및
    (k)　Δt가 업데이트 시간 간격인 경우, (P(t+Δt))=P(t)+V(t)Δt로서 상기 현재의 제어 포인트들(A, B, C 및 D)의 업데이트 된 위치 벡터(P(t+Δt))를 계산하는 과정을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 시스템.
  6. 제5항에 있어서, 상기 사이클을 업데이트 하는 상기 과정(e)은,
    (l)　상기 현재의 제어 포인트들(A, B, C 및 D)의 상기 업데이트 된 위치 벡터(P(t+Δt))에 기초하여 업데이트 된 상기 보어텍스 링(30)의 업데이트 된 중심(O(t+Δt))을 계산하는 과정;
    (m)　상기 업데이트 된 중심(O(t+Δt)) 및 상기 업데이트 된 위치 벡터(P(t+Δt))에 기초하여 업데이트 된 상기 보어텍스 링(30)의 업데이트 된 반경(r(t+Δt))을 계산하는 과정; 및
    (n)　상기 업데이트 된 중심(O(t+Δt)) 및 상기 업데이트 된 반경(r(t+Δt))에 기초하여 이동된 상기 보어텍스 링(30)의 상기 업데이트 된 제어 포인트들(A, B, C 및 D)을 재배치하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 시스템.
  7. 제6항에 있어서, 상기 프로세싱 장치(14)는,
    (o)　상기 업데이트 된 제어 포인트들((A, B, C 및 D)(t+Δt))의 무게중심으로서 상기 이동된 보어텍스 링(30)의 상기 업데이트 된 중심(O(t+Δt))을 계산하고, 그리고
    (p)　상기 업데이트 된 중심(O(t+Δt))로부터의 상기 업데이트 된 제어 포인트들(A, B, C 및 D)의 거리들의 평균보다 작은 상기 업데이트 된 중심(O(t+Δt))로부터의 거리에서 상기 업데이트 된 제어 포인트들((A, B, C 및 D)(t+Δt))을 재배치하도록 또한 구성되는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 시스템.
  8. 제5항 내지 제7항 중의 어느 한 항에 있어서, 상기한 주기(Δτ)는 상기 적분 스텝 크기(Δt)보다 더 큰 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 시스템.
  9. 선행하는 항들 중의 어느 한 항에 있어서, 상기 과정 (a)는 상기 로터(2)의 반경(R)과 같은 상기 반경(r)을 갖는 상기 보어텍스 링(30)을 발생하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 시스템.
  10. 선행하는 항들 중의 어느 한 항에 있어서, 상기 프로세싱 장치(14)는,
    (q)　상기 항공기(3)가 지면효과에 있을 때 시뮬레이션 된 비행조건을 표현하는 신호를 상기 제어장치(11)로부터 획득하고,
    (r)　지면을 중심으로 반영된 각각의 상기 보어텍스 링(30)에 대해 대칭형인 가상의 보어텍스 링(30)을 생성하고, 그리고
    (s)　가상의 보어텍스 링들(30)의 효과에 기초하여 각각의 상기 보어텍스 링(30)의 상기 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상에 유도된 속도들을 계산하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 시스템.
  11. 선행하는 항들 중의 어느 한 항에 있어서, 상기 과정 (a)는 상기 로터(2)의 반경(R)과 같은 상기 반경(r)을 갖는 상기 보어텍스 링(30)을 생성하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 시스템.
  12. 선행하는 항들 중의 어느 한 항에 있어서, 상기 시뮬레이션 수단(13)은,
    상기 조종석(10)에 대해 시뮬레이션 된 공기역학적 부하들을 발생할 수 있는 액추에이터 수단(15), 및/또는
    상기 조종석(10)으로부터 눈으로 볼 수 있는 시뮬레이션 된 시각적 표시들을 발생할 수 있는 디스플레이 수단(16)을 포함하는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 시스템.
  13. 호버링 가능한 항공기(3)의 로터(2) 후류에 의해 생성되는 공기역학적 부하들이 항공기(3) 그 자체에 미치는 효과에 대해 실시간으로 시뮬레이션하기 위한 프로세싱 장치(14)에 의해 지원되는 방법으로서,
    (a) 상기 항공기(3)의 비행조건을 시뮬레이션하는 과정;
    (b) 상기 프로세싱 장치(14)에 의해서, 조종사를 위한 조종석(10)으로부터 인지 가능한 상기 비행조건의 시뮬레이션 된 비행 표현을 생성하는 과정을 포함하는 방법에 있어서,
    상기 방법은 (c) 하기 과정들 (d) ∼ (j)을 포함하는 사이클을 실행하도록 상기 프로세싱 장치(14)를 구성하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 방법:
    (d) 시뮬레이션 된 유동장에서 소정의 주기(Δτ)로, 상기 로터(2)의 디스크의 반경(R)과 연관되는 반경(r), 및 상기 제어장치(11)를 통해 조종사에 의해 설정되는 상기 로터(2)의 쓰러스트(T)에 비례하는 속도 써큘레이션(Γ)을 갖는 보어텍스 링(30)을 발생하는 과정;
    (e) 다수의 제어 포인트들(A, B, C 및 D)을 상기 보어텍스 링(30)과 연관시키는 과정;
    (f) 상기 보어텍스 링(30)에 의해 및/또는 상기 시뮬레이션 된 유동장에 존재하는 다른 보어텍스 링(30)들의 적어도 일부에 의해 상기 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상에서 유도되는 속도들 및 상기 항공기(3)에 대한 공기의 점근속도를 계산하는 과정;
    (g) 상기 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상에 유도되는 상기 속도들에 따라서 상기 보어텍스 링(30)을 이동시키는 과정;
    (h) 상기한 이동 과정 후에 상기 보어텍스 링(30)을 업데이트 하는 과정;
    (i) 상기 시뮬레이션 된 유동장에 존재하는 보어텍스 링들(30)의 상기 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상에 유도되는 속도들 및 상기 점근속도(Vasin)에 기초하여 상기 항공기(3)의 관심대상(5)의 적어도 하나의 포인트에 유도되는 속도들을 계산하는 과정; 및
    (j) 상기 항공기(3)의 관심대상(5)의 상기 포인트 상에 유도되는 상기 속도들에 기초하여 상기 시뮬레이션 된 비행 표현을 발생하는 과정.
  14. 제13항에 있어서, 상기 사이클은,
    (k) 소정의 시간 간격이 경과한 후에, 상기 시뮬레이션 된 유동장으로부터 상기 보어텍스 링(30)을 제거하는 과정을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 방법.
  15. 제13항 또는 제14항에 있어서, 상기 이동 과정(g)은,
    (l) 상기 속도 써큘레이션(Γ)을 일정하게 유지하는 과정을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 방법.
  16. 제13항 내지 제15항 중의 어느 한 항에 있어서, 상기 이동 과정(g)은,
    (m) 상기한 이동 과정 중에 상기 보어텍스 링(30)의 원형의 형상을 유지하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 방법.
  17. 제16항에 있어서,
    상기 사이클의 상기 보어텍스 링(30)을 이동시키는 상기 과정(g)은,
    (n) 상기 보어텍스 링(30)의 상기 현재의 제어 포인트들(A, B, C 및 D)의 현재의 위치 벡터 P(t)를 계산하는 과정;
    (o)　점근속도 벡터(Vasin(t))와 상기 유동장의 상기 다른 보어텍스 링들(30)로부터의 상기 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상의 현재의 유도속도 벡터(Vind(t))의 합과 같은 현재의 속도 벡터(V(t))를 계산하는 과정; 및
    (p)　Δt가 업데이트 시간 간격인 경우, (P(t+Δt))=P(t)+V(t)Δt로서 상기 현재의 제어 포인트들(A, B, C 및 D)의 업데이트 된 위치 벡터(P(t+Δt))를 계산하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 방법.
  18. 제17항에 있어서, 상기 업데이트 과정(h)은,
    (q)　상기 현재의 제어 포인트들(A, B, C 및 D)의 상기 업데이트 된 위치벡터(P(t+Δt))에 기초하여 상기 업데이트 된 보어텍스 링(30)의 업데이트 된 중심(O(t+Δt))을 계산하는 과정;
    (r)　상기 업데이트 된 중심(O(t+Δt)) 및 상기 업데이트 된 위치 벡터(P(t+Δt))에 기초하여 상기 업데이트 된 보어텍스 링(30)의 업데이트 된 반경(r(t+Δt))을 계산하는 과정; 및
    (s)　상기 업데이트 된 중심(O(t+Δt)) 및 상기 업데이트 된 반경(r(t+Δt))에 기초하여 이동된 상기 보어텍스 링(30)의 상기 업데이트 된 제어 포인트들(A, B, C 및 D)(t+Δt)을 재배치하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 방법.
  19. 제18항에 있어서, 상기 업데이트 과정(h)은,
    (t)　상기 업데이트 된 제어 포인트들((A, B, C 및 D)의 무게중심으로서 상기 이동된 보어텍스 링(30)의 상기 업데이트 된 중심(O(t+Δt))을 계산하고, 그리고
    (u)　상기 업데이트 된 중심(O(t+Δt))에서부터의 상기 제어 포인트들의 거리들의 평균보다 작은 상기 업데이트 된 중심(O(t+Δt))으로부터의 거리에서 상기 업데이트 된 제어 포인트들((A, B, C 및 D)을 재배치하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 방법.
  20. 제13항 내지 제19항 중의 어느 한 항에 있어서,
    (v)　지면효과 비행조건을 표현하는 신호를 상기 제어장치(11)로부터 획득하는 과정,
    (w)　지면을 중심으로 반영된 각각의 상기 보어텍스 링(30)에 대해 대칭형인 가상의 보어텍스 링(30)을 생성하는 과정, 그리고
    (z)　상기한 가상의 보어텍스 링들에 기초하여 각각의 상기 보어텍스 링(30)의 상기 제어 포인트들(A, B, C 및 D) 상에 유도된 속도들을 계산하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 방법.
  21. 제13항 내지 제20항 중의 어느 한 항에 있어서,
    상기 발생 과정(a)은 상기 로터(2)의 반경(R)과 동일한 상기 반경(r)을 갖는 상기 보어텍스 링(30)을 생성하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 방법.
  22. 제13항 내지 제21항 중의 어느 한 항에 있어서, 상기 과정 (j)은,
    조종사에 의해 점유되는 조종석(10)에 대해 시뮬레이션 된 공기역학적 부하들을 발생하는 과정, 및/또는
    상기 조종석(10)으로부터 눈으로 보는 것이 가능한 시뮬레이션 된 시각적 표시들을 디스플레이하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 시뮬레이션 방법.
  23. 제13항 내지 제22항 중의 어느 한 항에 따른 방법의 과정들을 실행하는 것이 가능한, 프로세싱 장치(14)의 메모리에 로딩 가능한 컴퓨터로 판독 가능한 기록매체 제품.
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