KR20140094787A - 항공기의 운항 제어 방법 및 이러한 방법을 수행하는 장치 - Google Patents

Abstract

항공기의 제어 방법 및 이러한 방법을 수행하는 장치가 개시되어 있다. 항공기의 운항 제어 방법은 항공기의 운항 상태 정보를 기초로 항공기의 실속 여부를 자동으로 탐지하는 단계와 항공기에서 실속이 발생한 경우, 자동 실속 회복 정보에 기초하여 자동 피치 로킹(automatic pitch rocking)을 수행하는 단계를 포함할 수 있다. 따라서, 항공기를 실속에서 자동적으로 안전하게 회복시킬 수 있으며, 조종사의 인적인 조작 미숙으로 요인으로 인한 항공기 사고를 예방할 수 있다.

Description

항공기의 운항 제어 방법 및 이러한 방법을 수행하는 장치{METHOD OF CONTROLLING FLIGHT OF AIRPLANE AND APPARATUSE FOR USING THE SAME}

본 발명은 항공기의 제어 방법 및 장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 항공기의 운항을 제어하는 방법 및 이러한 방법을 수행하는 장치에 관한 것이다.

항공기의 실속 현상은 항공기가 운항 중 양력을 잃는 현상을 가리킨다. 실속이 발생하는 원인에는 여러 가지가 있을 수 있다. 예를 들어, 1) 비행 속도가 느려 양력이 충분히 발생하지 않는 경우, 2) 고속 비행 중 급하게 기수를 들어올릴 경우에 항공기에 실속이 발생할 수 있다. 항공기에 실속이 발생하는 경우에 대해 구체적으로 살펴보면 아래와 같다.

(1) 비행 속도가 느려 양력이 충분히 발생하지 않는 경우

예를 들면, 300마일(mile)로 비행을 할 경우 항공기 날개의 플랩도 내리지 않고 양력을 충분히 받아 비행을 수행할 수 있다. 190 마일(mile)로 비행을 하는 경우 항공기 날개의 플랩을 내려 양력을 보강해줄 수 있다. 하지만, 특정한 속도(예를 들어, 150 마일 이하)로 비행기가 운항하는 경우, 항공기의 플랩을 사용하여도 양력을 보강해줄 수 없다. 이러한 경우 항공기에서 실속이 발생하게 된다. 양력이 발생하지 않는 속도를 실속 속도라고 할 수 있다.

(2) 고속 비행 중 급하게 기수를 들어올릴 경우

비행기가 급격히 기수를 들어올리는 경우,(급격한 피치 기동이 발생하는 경우) 실속이 발생할 수 있다. 항공기가 고속으로 운항하게 되면 날개를 지나가는 공기의 속도도 빠르게 된다. 이때 비행기가 급격히 기수를 올리게 되면 날개도 함께 들어올려진다. 날개를 지나가는 공기가 날개의 들어올려짐에 따라 부딪혀 날개 밑에서 특정한 회오리를 형성할 수 있다. 이러한 경우, 날개 밑으로 지나가야 할 공기가 지나가지 못하므로 날개의 위와 아래에 밀도 차가 생기지 않거나 오히려 날개의 아래 쪽의 밀도가 낮아져 양력이 바닥을 향해 형성되어 비행기에 실속이 발생할 수 있다.

본 발명의 목적은 항공기에서 운항을 제어하는 방법을 제공하는 것이다.

본 발명의 다른 목적은 항공기에서 운항을 제어하는 방법을 수행하는 장치를 제공하는 것이다.

상술한 본 발명의 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 측면에 따른 항공기의 운항 제어 방법은 항공기의 운항 상태 정보를 기초로 항공기의 실속 여부를 자동으로 탐지하는 단계, 상기 항공기에서 실속이 발생한 경우, 자동 실속 회복 정보에 기초하여 자동 피치 로킹(automatic pitch rocking)을 수행하는 단계를 포함할 수 있다.

상기 항공기의 운항 상태 정보를 기초로 항공기의 실속 여부를 자동으로 탐지하는 단계는 센서를 사용하여 상기 항공기의 받음 각(angle of attack) 및 피치 각속도을 센싱하는 단계와 상기 받음 각 및 상기 피치 각속도가 소정의 임계값보다 큰 경우, 상기 항공기에 실속이 발생한 것으로 판단하는 단계를 포함할 수 있다.

상기 항공기에서 실속이 발생한 경우, 자동 실속 회복 명령에 기초하여 자동 피치 로킹(automatic pitch rocking)을 수행하는 단계는 세로 축 제어를 수행하는 비행 제어 시스템에서 자동 실속 회복을 수행하는 자동 실속 회복 시스템으로 스위칭을 수행하는 단계와 상기 항공기의 운항 상태 정보에 기초하여 상기 자동 실속 회복 시스템에서 자동 실속 회복 정보를 생성하는 단계를 포함할 수 있다.

상기 항공기의 운항 상태 정보에 기초하여 상기 자동 실속 회복 시스템에서 자동 실속 회복 정보를 생성하는 단계는 상기 항공기의 운항 상태 정보인 피치 각속도를 필터링하여 위상 지연을 보상하는 단계, 상기 필터링된 피치 각속도를 기초로 실속 회복 정보를 생성하는 단계, 상기 항공기의 실속 자세를 판단하고 상기 실속 회복 정보를 클램핑하는 단계와 상기 클램핑된 실속 회복 정보를 기초로 피치 진동 운동을 수행하는 단계를 포함할 수 있다.

상기 클램핑된 실속 회복 정보를 기초로 피치 진동 운동을 수행하는 단계는 상기 피치 각속도 정보를 기초로 과도 현상이 발생하지 않도록 피치 진동 운동을 수행하는 단계일 수 있다.

상기 항공기가 실속에서 벗어난 경우, 다이브 운항 및 비정상 운항 회복을 수행하는 단계와 속도 및 고도 회복을 수행하여 1g-레벨 운항을 수행하는 단계를 포함할 수 있다.

상기 항공기의 운항 제어 방법은 항공기의 운항 정보 및 조종사의 운항 경향성 정보를 기초로 비행 착각 발생 여부를 탐지하는 단계와 상기 비행 착각이 발생한 경우, 비행 착각 감지 신호를 생성하여 제어부를 통해 항공기의 자세 제어를 수행하는 단계를 더 포함할 수 있다.

상기 항공기의 운항 정보는 항공기의 자세 정보, 피치 자세각, 롤 각, 고도, 속도 중 적어도 하나를 포함하는 정보이고, 상기 조종사의 운항 경향성 정보 상기 항공기의 운항 정보에 따른 항공기의 제어 방법에 대한 정보일 수 있다.

상술한 본 발명의 목적을 달성하기 위한 본 발명의 다른 측면에 따른 항공기의 운항 제어 장치에 있어서 항공기의 운항 상태 정보를 기초로 항공기의 실속 여부를 자동으로 탐지하도록 구현되는 자동 실속 감지부와 상기 항공기에서 실속이 발생한 경우, 자동 실속 회복 정보에 기초하여 자동 피치 로킹(automatic pitch rocking)을 수행하도록 구현되는 자동 실속 회복부를 포함할 수 있다.

상기 자동 실속 감지부는 센서를 사용하여 상기 항공기의 받음 각(angle of attack) 및 피치 각속도을 센싱하고 상기 받음 각 및 상기 피치 각속도가 소정의 임계값보다 큰 경우, 상기 항공기에 실속이 발생한 것으로 판단하도록 구현될 수 있다.

상기 자동 실속 회복부는 세로 축 제어를 수행하는 비행 제어 시스템에서 자동 실속 회복을 수행하는 자동 실속 회복 시스템으로 스위칭을 수행하고 상기 항공기의 운항 상태 정보에 기초하여 상기 자동 실속 회복 시스템에서 자동 실속 회복 정보를 생성하도록 구현될 수 있다.

상기 자동 실속 회복부는 상기 항공기의 운항 상태 정보인 피치 각속도를 필터링하여 위상 지연을 보상하도록 구현되는 피치 각속도 입력 지연 필터, 상기 필터링된 피치 각속도를 기초로 실속 회복 정보를 생성하도록 구현되는 증폭부, 상기 항공기의 실속 자세를 판단하도록 구현되는 실속 자세 선택부, 상기 실속 회복 정보를 클램핑하도록 구현되는 수직 가속도 제한부와 상기 클램핑된 실속 회복 정보를 기초로 피치 진동 운동을 수행하도록 구현되는 과도 현상 방지부를 포함할 수 있다.

상기 항공기의 운항 제어 장치는 항공기의 운항 정보 및 조종사의 운항 경향성 정보를 기초로 비행 착각 발생 여부를 탐지하도록 구현되는 비행 착각 탐지부와 상기 비행 착각이 발생한 경우, 비행 착각 감지 신호를 생성하여 제어부를 통해 항공기의 자세 제어를 수행하도록 구현되는 자세 제어부를 더 포함할 수 있다.

상기 항공기의 운항 정보는 항공기의 자세 정보, 피치 자세각, 롤 각, 고도, 속도 중 적어도 하나를 포함하는 정보이고, 상기 조종사의 운항 경향성 정보 상기 항공기의 운항 정보에 따른 항공기의 제어 방법에 대한 정보일 수 있다.

상술한 바와 같이 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 운항 제어 방법 및 이러한 방법을 수행하는 장치에 따르면, 항공기에서 제공되는 다양한 운항 상태 정보를 활용하여 실속 상태를 자동으로 감지하고, 항공기의 자세와 변화율 등과 같은 항공기의 상태 정보를 이용하여 자동으로 실속 회복 명령을 생성할 수 있다. 따라서, 항공기를 실속에서 자동적으로 안전하게 회복시킬 수 있으며, 조종사의 인적인 조작 미숙으로 요인으로 인한 항공기 사고를 예방할 수 있다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 항공기에 발생한 실속을 탐지하고 회복하는 절차에 대해 나타낸 개념도이다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 속도에 대한 받음 각의 제어를 나타내는 개념도이다.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 비행 제어 장치를 나타낸 개념도이다.
도 4는 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 실속 제어 방법을 나타낸 순서도이다.
도 5는 본 발명의 실시예에 따른 비행 착각을 탐지하고 항공기를 제어하는 방법을 나타낸 개념도이다.

본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 상세하게 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 사용하였다.

제1, 제2 등의 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 제1 구성요소는 제2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성요소도 제1 구성요소로 명명될 수 있다. 및/또는 이라는 용어는 복수의 관련된 기재된 항목들의 조합 또는 복수의 관련된 기재된 항목들 중의 어느 항목을 포함한다.

어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어"있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어"있다거나 "직접 접속되어"있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다.

본 출원에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 출원에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.

이하, 첨부한 도면들을 참조하여, 본 발명의 바람직한 실시예를 보다 상세하게 설명하고자 한다. 이하, 도면상의 동일한 구성 요소에 대해서는 동일한 참조부호를 사용하고 동일한 구성 요소에 대해서 중복된 설명은 생략한다.

현재, 개발되고 있는 대부분의 군용 항공기는 공력 특성 및 조종 성능을 향상시키기 위하여 정적으로 항공기를 불안정하게 설계하는 정안정성 완화 개념(RSS : Relaxed Static Stability)의 적용을 보편화하고 있다. 또한, 디지털 제어 기술에 의한 전기식 비행 제어 계통(digital fly-by-wire flight control system)을 기반으로 한 비행 제어 법칙(flight control law)을 적용하여 항공기의 안정성(stability) 및 조종성(controllability)을 확보하고 있다.

고성능 전투기에는 실속을 방지하기 위해 MPO(Manual Pitch Override) 기능을 제공하고 있다. MPO 기능은 아래와 같은 방법으로 조작될 수 있다.

MPO 모드는 항공기가 깊은 실속에 진입해 있을 때, 조종사가 수평 꼬리 날개를 직접 구동하여 항공기가 실속에서 빠져나올 수 있도록 한다. MPO 모드는 조종사의 스위치 조작에 의하여 작동되며, 조종사가 MPO 스위치를 누르고 있는 동안 받음 각 제한기는 작동하지 않으며 모든 세로축 귀환은 수행되지 않게 된다.

또한 조종사의 세로축 조종 입력은 적분기를 거치지 않고 수평 꼬리 날개로 전달되며 조종면의 최대 변위는 20°에서 -30°로 설정된다. 항공기의 이탈 운동은 매우 큰 받음 각을 가지고 진행되며, 받음 각 제한기에 의해서 비행 제어 법칙에서는 받음 각을 줄이기 위해 최대의 기수 숙임 명령을 발생시키기 때문에 조종사의 세로축 조종 입력으로는 조종이 불가능하다. 따라서 깊은 실속에 진입 시, MPO 스위치를 이용하여 조종사는 항공기의 기수 진동에 맞추어 항공기가 기수를 숙일 때에는 기수 숙임 명령을, 기수를 들 때는 기수 들기 명령을 반복함으로써 조종사 명령이 항공기의 세로축 진동 운동을 증폭시켜, 기수 숙임 운동을 크게 만들어낸다. 그러므로 기수가 아래로 숙여졌을 때, 중력에 의해 항공기는 속도를 얻게 되어 실속에서 빠져 나오게 된다.

즉, 고성능 전투기는 실속에 진입 시에 조종사가 위와 같은 MPO 스위치를 이용하여 항공기를 실속에서 회복시킬 수 있다. 하지만, 숙련된 조종사라 할지라도 항공기의 실속 상황을 경험하지 못한 조종사가 대부분이다. 따라서, 실속에 진입 시, 탑승 조종사가 비행 교범에 제시되어 있는 절차대로 MPO 기능을 이용하여 항공기를 실속에서 회복시키는 것은 상당한 부담으로 작용할 수 있다. 또한 MPO에 대한 정형화된 조작 절차가 비행 교범에 제시되어 있지만, 항공기 비행 상황에 따라 조종사 입력이 정형화되지 않음으로써 실속 회복을 지연시킬 수 있다. 추가적으로 조종사가 항공기에서 제공하는 실속 경고 등과 같은 실속 상태를 제대로 인지하지 못하여 항공기 사고를 발생시키는 경우도 종종 발생하게 된다.

본 발명의 실시예에 따른 항공기의 실속 제어 방법 및 장치에서는 항공기에서 제공되는 다양한 상태 정보를 활용하여 실속 상태를 자동으로 감지하고, 항공기의 자세와 변화율 등과 같은 항공기의 상태 정보를 이용하여 자동으로 실속 회복 명령을 생성시키는 알고리즘 및 장치에 대해 개시한다.

본 발명의 실시예에 따른 항공기 실속 제어 방법 및 장치를 사용함으로써 항공기를 실속에서 자동적으로 안전하게 회복시킬 수 있으며, 조종사의 인적인 조작 미숙으로 요인으로 인한 항공기 사고를 예방할 수 있다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 항공기에 발생한 실속을 탐지하고 회복하는 절차에 대해 나타낸 개념도이다.

도 1을 참조하면, 항공기에 실속이 발생한다(100).

항공기에서는 여러 가지 원인으로 실속이 발생할 수 있다. 예를 들어, 1) 항공기의 비행 속도가 느려 양력이 충분히 발생하지 않는 경우, 2) 항공기가 고속 비행 중 급하게 기수를 들어올릴 경우에 항공기에 실속이 발생할 수 있다. 항공기에서는 이뿐만 아니라 다양한 원인에 의해 실속이 발생할 수 있다.

비행기의 속도가 느려 양력이 충분히 발생하지 않는 경우 항공기는 높은 받음 각을 유지하여 운항할 수 있다. 받음 각(AOA : Angle of Attack)이란 날개의 시위 선(Chord Line)과 상대 풍(Relative Wind)사이의 각도를 말한다. 시위 선(Chord Line)은 날개의 앞 전(Leading Edge)과 날개의 뒷 전(Trailing Edge) 사이를 이은 가상의 직선을 말한다. 상대 풍(Relative Wind)란 날개가 공기를 가로질러 앞으로 나아갈 때 상대적으로 공기가 날개에 부딪히는 방향을 말한다. 항공기가 수평 직진(Straight-and-Level) 비행을 하고 있을 때에도 비행기 속도의 범위는 다양하다. 항공기가 낮은 속도로 운항하는 경우 항공기에서는 높은 받음 각을 가지도록 항공기를 제어함으로써 양력(lift)을 유지할 수 있다. 이하, 도 2에서는 항공기의 속도와 받음 각의 제어에 대해서 개시한다.

도 2는 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 속도에 대한 받음 각의 제어를 나타내는 개념도이다.

조종사는 받음 각(AOA : Angle of Attack)과 추력(Thrust)을 조합하여 모든 속도 영역에서 비행기를 수평 상태로 유지할 수 있다. 항공기가 운항되는 속도 영역을 크게 3 가지로 분류한다면, 저속 비행(Low-Speed Flight), 순항 비행(Cruise Flight), 고속 비행(High-Speed Flight) 등으로 나눌 수 있다.

도 2의 (A)는 순항 비행을 수행할 경우 항공기의 받음 각을 나타낸다.

도 2의 (A)를 참조하면, 상대 풍(relative wind)과 날개의 시위선(chord line) 사이의 각인 받음 각이 6도에 해당하는 값을 가질 수 있다.

도 2의 (B)는 저속 비행을 수행하는 경우 항공기의 받음 각을 나타낸다.

도 2의 (B)를 참조하면, 항공기의 운항 속도가 느린 경우 항공기의 중량(weight)를 충분히 받들 수 있는 항공기의 양력(lift)를 유지하기 위해서는 도 2의 (A)에서와 같은 순항 비행을 수행할 경우보다 받음 각이 상대적으로 더 크게 만들어 항공기의 양력을 증가시킬 수 있다.

순항 비행을 수행할 경우의 항공기의 받음 각인 6도 보다 더 큰 받음 각인 12도를 저속 비행을 수행할 경우 항공기의 받음 각으로 사용할 수 있다. 만일 추력(Thrust)이 줄고 속도도 줄어들면 양력(Lift)은 더 이상 중량(Weight)을 받쳐들 만큼 생성되지 못하게 된다. 따라서, 비행기는 결국 수평 직진 비행을 하지 못한 채 하강하게 된다. 저속 상태에서 수평 비행을 유지하기 위해 항공기의 기수(Nose)는 다소 올라간 자세를 취하게 되며, 이때 추력(Thrust)의 수직 성분이 양력(Lift)을 도와주는 역할을 한다. 일반적으로 이 상태에서 출력(Power)을 올릴 경우, 프로펠러로부터 발생한 후류가 공기의 흐름을 더욱 유도하여 양력(Lift)을 더욱 도와주게 된다.

도 2의 (C)는 고속 비행을 수행하는 경우 받음 각을 나타낸다.

도 2의 (C)를 참조하면, 고속 비행을 수행하는 경우, 항공기의 받음 각은 순항 비행을 수행하는 경우의 받음 각인 6도보다 줄어든 값인 3도가 될 수 있다. 수평 직진(Straight-and-Level) 비행에서 만일 조종사가 추력(Thrust)을 증가시켜 속도를 증가시킨다면, 고도를 유지하기 위해 받음 각(AOA)은 줄어들어야 한다. 만일 증가된 추력(Thrust)과 더불어 적절한 받음각(AOA)의 감소를 실행하지 않는다면 비행기는 상승할 것이다. 만일 매우 높은 속도로 비행해야 한다면 어떤 경우에는 음수에 해당하는 받음 각(AOA)을 유지해야 하는 경우도 있다.

항공기는 실속(Stall) 각도에서부터 음수에 해당하는 각도에 이르기까지의 영역에서의 받음 각(AOA)을 사용하여 수평 비행을 수행할 수 있다.

예를 들어, 도 2의 (B)와 같이 저속 비행으로 인한 높은 받음 각(HAoA, High Angle of Attack)을 유지하는 경우 항공기가 깊은 실속(deep stall) 및 스핀(spin) 상태에 진입할 수 있다.

항공기의 실속을 탐지한다(110).

본 발명의 실시예에 따른 실속 제어 방법은 크게 실속 탐지를 하는 단계와 실속을 회복하는 단계로 구분될 수 있다. 본 발명의 실시예에 따른 실속 제어 방법에서는 항공기에서 실속이 발생하였는지 여부에 대해 자동적으로 탐지한다. 즉, 조종사의 조종 미숙과 같은 인적 요인으로 인한 항공기 실속 시 발생하는 항공기 사고를 예방할 수 있다.

만약 항공기가 저속 비행으로 인한 높은 받음 각(HAoA, High Angle of Attack)을 유지하는 경우, 항공기가 깊은 실속(deep stall) 및 스핀(spin) 상태에 진입할 수 있고 항공기에서 발생한 실속을 자동적으로 탐지할 수 있다.

실속 판단(Deep Stall Detection)은 받음 각(AoA), 피치 각속도 등의 항공기에서 제공되는 항공기의 운항 상태 정보를 기초로 실속에서의 비행 특성을 감안하여 비행 제어 시스템에서 항공기 실속을 자동으로 감지할 수 있다. 예를 들어, 받음 각과 피치 각속도에 대한 소정의 임계 값을 설정하여 항공기의 실속 여부를 판단할 수 있다. 예를 들어, 피치 각속도의 값이 특정한 값을 넘어가는 경우, 항공기에 현재 실속이 발생하였다고 판단할 수 있다. 또한 특정한 값을 넘지는 않으나 일정한 범위로 근접한 값일 경우 현재 항공기에 실속이 예상됨을 항공기의 조정사에게 경고하여 조정사가 항공기 받음 각 및 피치 각속도를 제어하도록 할 수 있다. 임계값을 기준으로 항공기의 실속 여부를 판단하는 것은 하나의 예시로서 다양한 변수를 사용한 통계적 및 산술적 판단 방법을 사용하여 항공기의 실속 여부를 판단할 수 있다.

실속이 감지되는 경우, 명령 전환 스위치 (Command Transient Switch)를 사용하여 SCAS(stability and control augmentation system)로 구현된 세로축 제어 명령을 생성하는 비행 제어 시스템을 강제적으로 해제하고, 자동 실속 회복 명령(automatic pitch rocking command)을 통해 자동 실속 회복을 수행할 수 있다. 이러한 방법에 대해서는 이하 본 발명의 실시예에서 추가적으로 상술한다.

항공기의 실속을 회복한다(120).

본 발명의 실시예에 따르면, 항공기의 실속을 제어하기 위해 자동 피치 록킹(automatic pitch rocking)을 수행할 수 있다. 자동 피치 록킹은 항공기에서 실속이 감지된 경우, 항공기에서 자동으로 세로축 운동과 일치하는 피치 진동(pitch rocking) 명령을 발생시켜 항공기를 실속에서 회복시키는 방법이다.

자동 피치 록킹을 수행하기 위해 항공기의 운항 정보(예를 들어, 피치 각속도)를 참조할 수 있다. 피치 각속도를 기초로 항공기가 기수 진동에 맞추어 기수를 숙임 및 기수 들기 동작을 수행하여 항공기의 세로축 진동 운동을 증폭시킬 수 있다. 항공기의 세로축 진동 운동을 증폭시키는 경우, 항공기 기수가 아래로 숙여지게 되고 항공기는 실속에서 회복될 수 있다.

항공기의 실속 회복은 아래와 같은 방법에 의해 수행될 수 있다.

1) 피치각속도 입력 지연 필터(pitch-rate input lag filter)를 사용하여 위상지연(phase delay)에 의한 실속 회복 특성을 보상하여 피치 각속도를 입력받을 수 있다. 위상 지연에 의한 실속 회복 특성을 보상함으로써 정확한 피치 각속도 값을 입력하여 항공기를 제어할 수 있다.

피치 자세각은 지면과 같은 기준면에 대한 항공기의 동체 중심선의 각도를 의미하는 것으로서 피치 각이라고도 한다. 피치 각속도는 항공기가 특정한 축(예를 들어, 세로축)으로 피치 각이 변하는 속도를 의미할 수 있다.

항공기에서는 비행을 제어하기 위한 항공기의 운항 정보인 피치(pitch), 롤(roll), 요우(yaw) 각속도, 수직 가속도와 같은 항공기 운항 정보를 각속도 (RSA: Rate Sensor Assembly)와 가속도 센서(ASA: Acceleration Sensor Assembly)와 같은 감지 센서를 사용하여 획득할 수 있다. 획득된 정보는 입력 지연 필터에 의해 필터링되어 항공기의 자동 피치 록킹(automatic pitch rocking)을 수행하기 위해 입력될 수 있다.

2) 세로 축 피치 각속도를 입력 받아 자동 실속 회복 정보를 생성하기 위해 증폭 시킨다. 증폭된 피치 각속도를 사용하여 자동 실속 회복 정보를 산출할 수 있다.

3) 항공기의 실속 자세를 선택한다.

항공기의 실속은 항공기의 자세에 따라 직립(upright) 및 배면(inverted) 실속으로 나뉠 수 있다. 따라서, 항공기의 실속 자세를 어떤지를 판단하여 항공기의 실속을 회복하기 위해 사용할 수 있다.

4) 자동 실속 회복 정보를 제한한다.

생성된 항공기의 세로축 제어를 위해 산출된 실속 회복 정보의 값이 특정한 값 이상이거나 특정한 값 이하일 경우 해당 값을 무시함으로써 항공기의 실속 회복 정보를 제한할 수 있다. 즉, 항공기 제어 명령이 특정한 값 이상이거나 특정한 값 이하일 경우 산출된 값을 클램핑하는 방법으로 무시함으로써 해당 값으로 항공기가 실속 회복을 수행하는 경우 발생할 수 있는 추가적인 위험을 제거할 수 있다. 자동 실속 회복 정보를 제한하기 위해서는 클램핑 함수와 같은 함수를 사용하여 일정한 범위에 해당하는 실속 회복 정보의 값을 제어할 수 있다.

5) 실속 회복 명령에 따라 항공기는 실속 회복을 위한 피치 진동 운동을 수행할 수 있다. 피치 진동 운동은 피치 각속도를 조종사 세로축 조작 입력을 이용하여 서서히 증가시켜 기수를 아래로 향하게 한 후에 속도를 얻어 항공기를 실속에서 회복되도록 하는 운동이다. 실속 회복 명령에 따라 항공기는 실속 회복을 위한 피치 진동 운동을 수행하는 경우에도 과도하게 피치 각속도를 증가시키면 회복 시점에서 직립에서 배면 혹은 배면에서 직립으로 전환되어 항공기의 회복에 악영향을 미칠 수 있다. 따라서, 이러한 문제점을 방지하기 위해서 입력된 피치 각속도 정보를 이용하여 과도 현상을 방지하도록 추가적인 제어를 수행할 수 있다.

다시 도 1을 참조하면, 항공기는 실속을 회복한 후 다이브 비행(dive flight) 및 비정상 자세 회복(unusual attitude recovery)을 수행한다(130).

다이브 비행 및 비상 고도 회복을 수행함에 있어 자동 출력 조정 시스템(automatic thrust control system, ATCS)과 같은 시스템을 사용하여 항공기의 속도를 증가시킬 수 있다. 이상 자세 회복 절차를 통해서 항공기의 비정상 적인 자세를 회복하기 위해 비정상적인 비행 상황에서 항공기의 자세, 속도 및 고도를 안전한 비행 영역으로 회복시키기 위한 장치인 자동 회복 장치(pilot activated recovery system, PARS)를 사용할 수 있다.

자동 회복 장치는 자세 회복을 위한 AARS(automatic attitude recovery system), 속도를 안정적으로 유지할 수 있는 ATCS(automatic thrust control system), 조종사가 인지하지 못한 상황에서 고도 손실로 인하여 발생할 수 있는 항공기의 지상 충돌(ground collision)을 방지하는 MARES(minimum recovery altitude estimation system) 등과 같은 장치를 포함하여 구현될 수 있다.

비정상 자세 제어를 수행한다(140).

항공기는 일정 기간 동안의 다이브 비행을 중지하고 전술한 자동 회복 장치와같은 장치를 사용하여 항공기의 비정상 자세에 대한 제어 동작을 수행할 수 있다.

항공기의 속도 및 고도 회복 동작을 수행한다(150).

항공기는 자동 회복 장치를 사용하여 속도 및 고도 회복 동작을 수행할 수 있다. 항공기는 속도 및 고도 회복을 수행하여 1g 레벨의 비행을 수행함으로써 최종적으로 실속에서 벋어나 정상 운항을 수행할 수 있다.

위와 같은 자동적인 항공기의 실속 제어 방법을 사용함으로써 실속 상황을 경험하지 못한 조정사라도 항공기를 실속에서 회복시킬 수 있어 인적 요인으로 인한 항공기 사고를 방지할 수 있다.

도 3은 본 발명의 실시예에 따른 비행 제어 장치를 나타낸 개념도이다.

도 3을 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 비행 제어 장치는 크게 자동으로 항공기의 실속 여부를 감지하는 자동 실속 감지부와 실속이 감지된 경우 자동으로 실속에 대한 회복을 명령하는 자동 실속 회복부(350)를 포함할 수 있다.

자동 실속 감지부에는 실속 판단부(300)와 명령 전환 스위치(310)를 포함할 수 있다.

실속 판단부(300)는 받음 각, 피치 각속도 등의 항공기에서 제공되는 운항 상태 정보를 기초로 실속에서의 비행 특성을 감안하여 비행 제어 시스템에서 항공기 실속을 자동으로 감지하도록 구현될 수 있다. 실속 판단부(300)에서는 항공기 운항 정보를 입력받고 입력받은 정보를 기초로 현재 항공기가 실속 상태에 있는지 여부를 판단할 수 있다. 예를 들어, 입력된 파라메터를 기초로 항공기의 현재 양력이 어느 정도인지 여부를 통계적인 방법 및/또는 산술적인 방법으로 산출해낼 수 있다.

실속 판단부(300)에서는 추가적으로 현재 항공기에 실속이 발생되지 않은 경우에도 실속 판단부(300)에서 산출된 값이 실속이 발생할 것으로 우려되는 값의 범위에 존재하는 경우 따로 제어부에 시그널링을 하여 조정사에게 항공기기가 실속 위험 상태에 있다는 것을 표시하여 조정사가 이에 대한 항공기 제어를 수행하도록 할 수 있다.

실속 판단부(300)는 예를 들어, 항공기에서는 비행을 제어하기 위한 항공기의 운항 정보인 피치, 롤, 요우 각속도, 수직 가속도와 같은 항공기의 운항 상태 정보를 판단하기 위한 센서인 각속도 (RSA: Rate Sensor Assembly)와 가속도 센서(ASA: Acceleration Sensor Assembly) 등과 같은 센서를 사용할 수 있고 이러한 센서에 의해 산출된 값을 기초로 항공기의 실속 여부를 판단할 수 있다.

실속 판단부(300)에서 항공기의 실속 여부를 판단하기 위해서는 받음 각, 피치 각속도 뿐만 아니라 다른 항공기 상태 정보를 추가적으로 사용할 수 있다.

명령 전환 스위치(310)는 실속 판단부(300)에 의해 항공기가 현재 실속 상태인 것으로 판단되는 경우 스위칭을 통해서 자동 회복을 수행할 수 있도록 스위칭을 수행할 수 있다. 항공기에 실속이 발생하지 않은 경우, 세로축 비행 제어 법칙에 의해 항공기가 운항될 수 있지만, 항공기에 실속이 발생한 경우 명령 전환 스위치에 의해 자동 실속 회복 명령부(350)가 자동 피치 록킹을 수행하여 항공기가 실속 회복을 수행하도록 할 수 있다.

세로축 비행 제어는 SCAS(stability and control augmentation system)로 구성된 세로축 제어 명령을 생성하는 제어 시스템을 통해 수행될 수 있다.

세로축 비행 제어는 내부 루프 귀환(inner feedback loop)에 사용되는 상태 변수로 받음 각, 피치 각속도 및 수직 가속도를 사용하여 항공기의 비행을 제어할 수 있다. 세로축 비행 제어는 피드백된 받음 각, 피치 가속도 및 수직 가속도를 기초로 수행될 수 있다.

예를 들어 SCAS(390)에서는 귀환을 받은 받음 각을 기초로 불안정한 상태의 항공기를 안정한 상태로 바꾸어 주고 항공기의 단주기 특성의 고유 진동수를 증강시켜 줄 수 있다. 또한 피치 각속도 귀환은 항공기의 단주기 특성의 감쇄 율을 증강시켜주는 역할을 할 수 있다. 또한 수식 가속도의 귀환은 항공기의 무게 중심점의 수직 가속도가 아닌 가속도계 위치에서의 수직 가속도로 귀환시키면 항공기의 무게 중심점의 수직 가속도 및 피치 각 가속도도 귀환시키는 결과를 가져오며, 단주기 특성의 고유 진동수와 감쇄율을 모두 증강시킬 수 있다. 하지만, 이러한 SCAS와 같은 항공기 제어 장치는 항공기에 실속 상태에 빠진 경우 항공기를 제대로 제어할 수 없다.

따라서, 명령 전환 스위치(310)는 실속이 판단된 경우 이러한 세로축 비행 제어가 아닌 본 발명의 실시예에 따른 자동 실속 회복부(350)에 의해 항공기의 운항을 제어하도록 스위칭을 수행할 수 있다.

자동 실속 회복부(350)는 자동 피치 록킹을 수행하여 항공기를 실속에서 회복시킬 수 있다. 자동 실속 회복부(350)에서는 자동 피치 록킹을 수행하기 위해 피치 각속도를 참조할 수 있다. 피치 각속도를 기초로 항공기가 기수 진동에 맞추어 기수를 숙임 및 기수 들기 동작을 수행하여 항공기의 세로축 진동 운동을 증폭시킬 수 있다. 항공기의 세로축 진동 운동을 증폭시키는 경우, 항공기 기수가 아래로 숙여지게 되고 항공기는 실속에서 회복될 수 있다.

자동 실속 회복부(350)는 피치 각속도 입력 지연 필터(355), 증폭부(360), 실속 자세 선택부(365), 수직 가속도 제한부(370), 과도 현상 방지부(375)를 포함할 수 있다.

피치 각속도 입력 지연 필터(355)는 입력받은 피치 각속도에 대해 위상 지연(phase delay)에 의한 실속 회복 특성을 보상하기 위해 입력된 피치 각속도에 대해 일정한 시간 지연을 수행하여 출력할 수 있다.

증폭부(360)는 피치 각속도 입력 지연 필터(355)로부터 제공된 피치 각속도를 실속 회복 명령으로 전환하기 위한 증폭을 수행할 수 있다.

실속 자세 선택부(365)는 항공기의 실속 자세가 직립인지 아니면 배면인지 여부를 판단하여 항공기의 실속을 회복할 수 있다.

항공기의 실속은 항공기의 자세에 따라 직립(upright) 및 배면(inverted) 실속으로 나눌 수 있다. 따라서 항공기의 실속 자세를 판단하여 항공기의 실속을 회복할 수 있다. 예를 들어, 상기 실속 자세 선택부(365)는 스위칭 구조를 사용하여 제1 스위치부가 스위칭되는 경우 항공기를 직립 실속으로 판단하고 제2 스위치부가 스위칭되는 경우 항공기를 배면 실속으로 판단할 수 있다.

수직 가속도 제한부(370)는 항공기의 세로축 제어 명령이 수직가속도 추종(normal acceleration following) 시스템일 경우, 회복 명령의 최대/최소값을 제한하기 위해 사용될 수 있다.

과도 현상 방지부(375)는 실속 회복 명령에 따라 항공기는 실속 회복을 위한 피치 진동 운동을 수행하는 경우, 과도하게 피치 각속도를 증가시키면 회복 시점에서 직립에서 배면 또는 배면에서 직립으로 전환되어 항공기의 실속 회복에 악영향을 미칠 수 있다. 따라서, 이러한 문제점을 방지하기 위해서 피치각속도 정보를 이용하여 과도 현상을 방지하도록 할 수 있다.

전술한 구성부는 설명의 편의상 기능상 구분하여 구성부를 도시한 것이다. 즉, 전술한 하나의 구성부는 복수의 구성부로 나누어지거나 복수의 구성부가 하나의 구성부로 생성될 수도 있다.

도 4는 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 실속 제어 방법을 나타낸 순서도이다.

도 4를 참조하면, 항공기의 실속 여부를 탐지한다(단계 S400).

항공기의 실속 여부는 받음 각, 피치 각속도 등의 항공기에서 제공되는 운항 상태 정보를 기초로 실속에서의 비행 특성을 감안하여 비행 제어 시스템에서 항공기 실속을 자동으로 판단될 수 있다. 예를 들어, 입력된 파라메터를 기초로 항공기의 현재 양력이 어느 정도인지 여부를 통계적인 방법 및/또는 산술적인 방법으로 산출해낼 수 있다.

항공기에 실속이 발생하지 않은 경우 세로축 비행 제어를 수행한다(단계 S410).

단계 S400을 통한 판단 결과 항공기에서 실속이 발생하지 않은 경우 항공기는 세로축 비행 제어를 수행할 수 있다. 세로축 비행 제어는 SCAS(stability and control augmentation system)로 구성된 세로축 제어 명령을 생성하는 제어 시스템을 통해 수행될 수 있다.

항공기에 실속이 발생한 경우, 자동 실속 회복부에 의해 항공기의 운항을 제어한다(단계 S420).

항공기는 자동 실속 회복 명령이 내려진 경우, 자동 피치 록킹을 수행하여 항공기를 실속에서 회복시킬 수 있다. 항공기에서는 자동 피치 록킹을 수행하기 위해 항공기의 운항 정보(예를 들어, 피치 각속도)를 참조할 수 있다. 피치 각속도를 기초로 항공기가 기수 진동에 맞추어 기수를 숙임 및 기수 들기 동작을 수행하여 항공기의 세로축 진동 운동을 증폭시킬 수 있다. 항공기의 세로축 진동 운동을 증폭시키는 경우, 항공기 기수가 아래로 숙여지게 되고 항공기는 실속에서 회복될 수 있다. 항공기의 세로축 제어 명령이 수직가속도 추종(normal acceleration following) 시스템일 경우, 회복 명령의 최대/최소값이 제한될 수 있다. 또한 항공기에서 자동 피치 로킹을 수행할 경우, 과도하게 피치 각속도를 증가시키면 회복 시점에서 직립에서 배면 또는 배면에서 직립으로 전환되어 항공기의 실속 회복에 악영향을 미칠 수 있다. 따라서, 이러한 문제점을 방지하기 위해서 피치각속도 정보를 이용하여 과도 현상을 방지하도록 할 수 있다.

추가적으로 항공기의 실속 제어 뿐만 아니라 조정사가 비행 착각(spatial disorientation vertigo)을 일으킬 수 있다.

비행 착각은 비행 중 조종사가 비행시 작용하는 여러 가속도로 인한 인체평형기관의 감각을 그대로 받아들여 경험하는 착각 현상이다. 버티고라 불리는 착시현상의 대표적인 것은 바다 위를 비행할 때 자신과 비행기의 자세를 착각하여 바다를 하늘로 착각하고 거꾸로 날아가는 현상이다.

하늘이 바다 같고 바다가 하늘처럼 보이거나, 같은 고도에서 회전할 때 속도를 높이면 비행기가 상승하는 것처럼, 속도를 낮추면 비행기가 하강하는 것처럼 느끼는 등 많은 착각이 일어난다. 특히, 해상 비행은 육상 비행과는 달리 항공기의 위치를 참고할 수 있는 지형 지물 등의 참조점이 없는데다 야간 비행시는 밤하늘의 별빛과 해상의 선박 불빛이 동일하게 보이는 비행 착각이 발생하기 쉽다.

여객기나 수송기의 경우에는 저속 비행에 계기 의존도가 높고 부조종사가 있어 착시현상을 쉽게 회복하지만, 전투기의 경우 혼자 고속 시계 비행을 하므로 사고가 많이 일어난다. 고중력 상태에서 수평 감각을 잃은 조종사가 바다를 향해 뛰어들기도 하고, 한쪽으로 기울어진 비행 상태를 수평 비행으로 착각하여 중력가속도에 따라 떨어지기도 한다.

본 발명의 실시예에서는 이러한 비행 착각을 비행 제어부에서 자동으로 탐지하여 비행 착각이 일어나는 것으로 판단하는 경우, 항공기의 운항을 자동적으로 제어함으로써 비행 착각으로 인한 사고를 막을 수 있다.

도 5는 본 발명의 실시예에 따른 비행 착각을 탐지하고 항공기를 제어하는 방법을 나타낸 개념도이다.

도 5를 참조하면, 항공기 자동 자세 제어 시스템은 측정부(500), 비행 착각 탐지부(510), 제어부(520), 영역전환부(530), 비행경로각 생성부(540), 명령 제한부(550) 및 지연 필터(560)를 포함할 수 있다.

측정부(500)는 피치 자세각(θ), 롤각, 고도, 속도 등을 포함하는 항공기의 운항 정보를 측정하여 제공할 수 있다.

비행 착각 탐지부(510)는 항공기의 자세 정보와 같은 항공기의 운항 정보와 조종사의 운항 경향성 정보를 분석하여 비행 착각이 일어나는지 여부를 탐지할 수 있다. 항공기의 운항 정보는 항공기의 자세 정보, 피치 자세각(θ), 롤각, 고도, 속도 등을 포함할 수 있다. 조종사의 운항 경향성 정보는 항공기의 운항 정보를 기초로 조정사가 항공기를 운항하기 위해 항공기를 제어하는 방법을 나타낸 것이다. 예를 들어, 고도가 임계값보다 낮은 경우 고도를 높이기 위해 항공기를 제어한다던지, 속도가 낮은 경우 속도를 다시 높이는 동작 등을 조종사의 운항 경향성이라고 할 수 있다.

비행 착각 탐지기(510)에서는 항공기의 운항 정보 및 조종사의 사용 경향성 정보를 기초로 비행 착각이 발생하였는지 여부를 탐지할 수 있다.

예를 들어, 1) 항공기가 일정한 고도 이하인 경우, 항공기가 배면 비행 상태에서 조종사가 기수 들기를 수행하여 고도 손실이 일정 값 이상 발생되는 경우, 2) 일정 고도 이하, 롤 조작에 의해 고도 손실이 심하게 발생하는 경우, 3) 속도 손실이 많은 고 자세(high attitude)에서 조종사가 조종간을 사용하지 않는 경우 등 현재 항공기의 자세 정보를 기초로 예상되는 항공기의 제어를 벋어나는 제어를 수행하는 경우, 비행 착각 탐지부에서는 현재 조정사에게 비행 착각이 일어났을 가능성에 대해 감지할 수 있다.

또한 기존의 항공기의 자세에 대한 조정사의 조정간 운용의 특정 정보를 통계적으로 적용하여 조종사가 지금까지 항공기를 제어한 운항 기록과 다른 운항을 수행하는 경우에도 조정사에게 비행 착각이 일어났다고 판단하여 조종 착각 감지 신호를 전송할 수 있다.

비행 착각 탐지부(510)에서 생성된 신호는 제어부(520)로 전송되어 자세 회복 명령 생성기(520-1), 고도 회복 명령 생성기(520-2), 속도 회복 명령 생성기(520-3)을 사용하여 항공기의 자세 제어를 수행하도록 할 수 있다. 항공기의 자세 정보는 측정부(500)로부터 전송될 수 있다.

제어부(520)는 측정부(500)에서 제공된 정보를 토대로 항공기를 제어하는 부분으로서 본 발명에서는 자세회복명령 생성기(520-1), 고도회복명령 생성기(520-2), 속도회복명령 생성기(520-3)를 포함하여 구성된다.

자세 회복 명령 생성기(520-1)에서 피치 자세각(θ)에 따라 자세 회복을 위한 제어 영역을 영역1(R1), 영역2(R2) 및 영역3(R3)의 3 개의 영역으로 설정한 것을 예시적으로 나타낸 것이다. 3개의 영역으로 설정한 것은 하나의 예시로서 피치 자세각에 따라 다양한 설정이 가능하다.

고도회복명령 생성기(520-2)는 자세 회복 명령에 따라 항공기의 자세회복 후 항공기가 소정의 고도를 유지하여 비행하도록 구현될 수 있다. 고도회복명령 생성기(520-2)는 자세 회복 명령 생성기(520-1)에 의해 생성된 자세회복명령에 따라 항공기의 피치 자세 및 롤 자세가 회복된 경우에도 항공기의 고도가 낮다면 지형 지물과 충돌할 위험이 있으므로 기 설정된 안전 고도까지 항공기를 유도하는 역할을 하게 된다.

속도회복명령 생성기(520-3)도 고도회복명령 생성기(520-2)와 마찬가지로 자세회복명령에 따라 항공기의 자세회복 후에 항공기가 안전한 속도를 회복하여 비행하도록 구현될 수 있다. 자세 회복 명령에 따라 항공기의 자세가 회복되는 과정에서 속도의 손실이 발생할 수 있고, 또 속도의 손실이 큰 경우에는 항공기 추락의 위험이 있으므로 속도회복명령 생성기(520-3)에서는 항공기의 속도를 기 설정된 안전 속도로 회복시킬 수 있다.

영역전환부(530)는 자세회복명령에 따라 항공기의 피치 자세각이 변하여 제어 영역이 영역2(R2)에서 영역1(R1)로 전환되는 경우, 소정의 전환 조건을 설정하여 전환 조건을 만족할 때까지는 상기 영역2(R2)에 대응하는 상기 자세회복명령을 따르도록 하는 역할을 한다. 예를 들어 영역전환부(530)에서는 항공기의 비행경로각이 0° 즉, 항공기가 수평비행인 상태에서 영역2(R2)에서 영역1(R1)로 전환되도록 피치자세각(θ) 전환조건을 설정할 수 있다.

비행경로각 생성부(540)는 상기 영역전환부(300)와 밀접한 관계가 있는 것으로서 측정된 비행 경로각에서 항공기의 속도에 따른 영향성을 보정하여 비행 경로각을 재 생성하는 역할을 한다. 일반적으로 항공기에는 FPM(Flight Path Mark)이라고 하는 비행 경로각을 표시하는 부분이 존재하는데, 여기서 표시되는 비행경로각은 항공기의 속도에 따른 영향성을 고려하지 않은 것으로서, 속도의 영향으로 인해 실제 항공기는 수평으로 진행하고 있지 아니한 데도 FPM(Flight Path Mark)에서의 표시는 0°로 나타날 수 있다. 비행 경로각 생성부(540)는 이러한 문제를 개선하고 속도의 영향성을 보정하여 항공기의 실제 비행 경로각을 재 생성한다. 상기 영역 전환부(530)에서 검토한 바와 같이 항공기가 배면 비행에서 정립 비행으로 전환되는 경우 실제 항공기의 비행경로각이 0°인 수평 상태에서 전환되는 것이 고도와 속도의 손실을 최소화할 수 있기 때문에, 비행경로각 생성부(540)에서 속도의 영향을 고려하여 실제 비행 경로각을 재 생성하는 것은 영역전환부(530)와 관련해서 매우 중요하다.

명령 제한부(550)는 제어부(5200)에서 생성된 자세회복명령 및 속도회복명령에 범위를 설정하여 설정된 범위 내에서 상기 항공기의 자세 회복 및 속도회복을 실시하도록 하는 역할을 한다. 자세회복명령 및 속도회복명령에 제한을 두지 않을 경우 이러한 명령이 조종사나 항공기가 견딜 수 있는 한계를 넘어서 생성될 수 있다. 이렇게 될 경우 조종사의 생명이 위태롭게 되거나 항공기 자체가 파손될 수 있는 위험이 있기 때문에 명령 제한부(500)를 두어 자세회복명령 및 속도회복명령에 일정한 범위를 정하는 것이다.

명령 제한부(550)는 피치회복명령을 제한하는 피치 명령 제한기(550-1)와 롤 회복 명령을 제한하는 롤 명령 제한기(550-2) 및 속도회복명령을 제한하는 속도 명령 제한기(550-3)로 구성될 수 있다. 피치 회복 명령에 의해 항공기의 기수 들기 또는 기수 내리기를 하는 경우 조종사와 항공기에는 양 또는 음의 중력가속도가 작용하게 된다. 예를 들어 기수 들기에 의해 중력가속도의 8배 이상의 힘이 조종사와 항공기에 작용하게 되면 일반적으로 조종사와 항공기는 이를 견딜 수 없다. 따라서 피치 명령 제한기(550-1)를 통해 그 이하의 힘이 작용하도록 제한하는 것이 필요하다. 롤 명령 제한기(550-2)도 이와 마찬가지로 롤 회복 명령으로부터 조종사나 항공기를 보호하기 위하여 롤 회복 명령에 제한을 가한다. 속도 명령 제한기(530) 역시 속도회복명령에 의해 순간적으로 조종사나 항공기에 큰 가속도가 가해지지 않도록 일정한 제한을 가하는 것이다. 이러한 피치 명령 제한기(510), 롤 명령 제한기(520) 및 속도 명령 제한기(530)의 제한 값은 항공기의 종류나 상태 등을 고려하여 설정할 수 있다.

지연 필터(560)는 피치 자세각(θ)이 속하는 영역이 일 영역에서 타 영역으로 전환되는 경우에 그에 따른 급격한 자세 회복 명령의 전환을 방지하는 역할을 한다. 예를 들어 영역3(R3)에서 자세 회복 명령에 의해 피치 자세각(θ)의 절대값이 감소하여 영역1(R1)로 전환되는 경우 자세회복명령 역시 영역1(R1)의 자세회복명령으로 전환되는데 이때 급격하게 자세회복명령이 전환되면 조종사와 항공기에 갑작스런 충격이 가해져 위험하므로, 생성된 자세회복명령의 출력을 지연시키는 것이다. 지연필터(560)는 항공기의 고도나 속도 등 상황에 따라 다양한 값으로 설정할 수 있다. 일 예로 고도가 낮은 상황에서는 자세회복명령의 출력이 지연되면 항공기가 추락할 위험이 있기 때문에 조종사에게 충격이 있더라도 지연시간을 최소화할 필요가 있으나, 높은 고도에서는 지연시간을 크게 하여 부드러운 전환을 유도할 수 있다.

지연필터(560)는 상기 피치회복명령의 급격한 전환을 방지하는 피치 명령 지연필터(560-1)와 롤회복 명령의 급격한 전환을 방지하는 롤 명령 지연필터(560-2)로 구성될 수 있다.

도 5에서 상술한 항공기 자동 자세 제어 시스템 도 3에서 전술한 비행 제어 장치에 포함되거나 공통적인 구성부를 공유하여 구현되어 사용될 수 있다.

전술한 본 발명의 실시예에 따른 항공기 제어 방법은 디지털 제어기술이 적용되는 모든 유인항공기(경 항공기, 민항기, 전투기 등) 및 무인항공기(UAV: Unmanned Aerial Vehicle) 등의 자세 회복에도 적용될 수 있다.

이상 실시예를 참조하여 설명하였지만, 해당 기술 분야의 숙련된 당업자는 하기의 특허 청구의 범위에 기재된 본 발명의 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다.

Claims (14)

1. 항공기의 운항 제어 방법에 있어서,
   항공기의 운항 상태 정보를 기초로 항공기의 실속 여부를 자동으로 탐지하는 단계; 및
   상기 항공기에서 실속이 발생한 경우, 자동 실속 회복 정보에 기초하여 자동 피치 로킹(automatic pitch rocking)을 수행하는 단계를 포함하는 항공기의 운항 제어 방법.
2. 제1항에 있어서, 상기 항공기의 운항 상태 정보를 기초로 항공기의 실속 여부를 자동으로 탐지하는 단계는,
   센서를 사용하여 상기 항공기의 받음 각(angle of attack) 및 피치 각속도을 센싱하는 단계; 및
   상기 받음 각 및 상기 피치 각속도가 소정의 임계값보다 큰 경우, 상기 항공기에 실속이 발생한 것으로 판단하는 단계를 포함하는 항공기의 운항 제어 방법.
3. 제1항에 있어서, 상기 항공기에서 실속이 발생한 경우, 자동 실속 회복 명령에 기초하여 자동 피치 로킹(automatic pitch rocking)을 수행하는 단계는,
   세로 축 제어를 수행하는 비행 제어 시스템에서 자동 실속 회복을 수행하는 자동 실속 회복 시스템으로 스위칭을 수행하는 단계; 및
   상기 항공기의 운항 상태 정보에 기초하여 상기 자동 실속 회복 시스템에서 자동 실속 회복 정보를 생성하는 단계를 포함하는 항공기의 운항 제어 방법.
4. 제3항에 있어서, 상기 항공기의 운항 상태 정보에 기초하여 상기 자동 실속 회복 시스템에서 자동 실속 회복 정보를 생성하는 단계는,
   상기 항공기의 운항 상태 정보인 피치 각속도를 필터링하여 위상 지연을 보상하는 단계;
   상기 필터링된 피치 각속도를 기초로 실속 회복 정보를 생성하는 단계;
   상기 항공기의 실속 자세를 판단하고 상기 실속 회복 정보를 클램핑하는 단계; 및
   상기 클램핑된 실속 회복 정보를 기초로 피치 진동 운동을 수행하는 단계를 포함하는 항공기의 운항 제어 방법.
5. 제4항에 있어서, 상기 클램핑된 실속 회복 정보를 기초로 피치 진동 운동을 수행하는 단계는,
   상기 피치 각속도 정보를 기초로 과도 현상이 발생하지 않도록 피치 진동 운동을 수행하는 단계인 항공기의 운항 제어 방법.
6. 제1항에 있어서,
   상기 항공기가 실속에서 벗어난 경우, 다이브 운항 및 비정상 운항 회복을 수행하는 단계; 및
   속도 및 고도 회복을 수행하여 1g-레벨 운항을 수행하는 단계를 포함하는 항공기의 운항 제어 방법.
7. 제1항에 있어서,
   항공기의 운항 정보 및 조종사의 운항 경향성 정보를 기초로 비행 착각 발생 여부를 탐지하는 단계; 및
   상기 비행 착각이 발생한 경우, 비행 착각 감지 신호를 생성하여 제어부를 통해 항공기의 자세 제어를 수행하는 단계를 더 포함하는 항공기의 운항 제어 방법.
8. 제7항에 있어서,
   상기 항공기의 운항 정보는 항공기의 자세 정보, 피치 자세각, 롤 각, 고도, 속도 중 적어도 하나를 포함하는 정보이고, 상기 조종사의 운항 경향성 정보 상기 항공기의 운항 정보에 따른 항공기의 제어 방법에 대한 정보인 항공기의 운항 제어 방법.
9. 항공기의 운항 제어 장치에 있어서,
   항공기의 운항 상태 정보를 기초로 항공기의 실속 여부를 자동으로 탐지하도록 구현되는 자동 실속 감지부; 및
   상기 항공기에서 실속이 발생한 경우, 자동 실속 회복 정보에 기초하여 자동 피치 로킹(automatic pitch rocking)을 수행하도록 구현되는 자동 실속 회복부를 포함하는 항공기의 운항 제어 장치
10. 제9항에 있어서, 상기 자동 실속 감지부는,
    센서를 사용하여 상기 항공기의 받음 각(angle of attack) 및 피치 각속도을 센싱하고 상기 받음 각 및 상기 피치 각속도가 소정의 임계값보다 큰 경우, 상기 항공기에 실속이 발생한 것으로 판단하도록 구현되는 항공기의 운항 제어 장치.
11. 제9항에 있어서, 상기 자동 실속 회복부는,
    세로 축 제어를 수행하는 비행 제어 시스템에서 자동 실속 회복을 수행하는 자동 실속 회복 시스템으로 스위칭을 수행하고 상기 항공기의 운항 상태 정보에 기초하여 상기 자동 실속 회복 시스템에서 자동 실속 회복 정보를 생성하도록 구현되는 항공기의 운항 제어 장치.
12. 제9항에 있어서, 상기 자동 실속 회복부는,
    상기 항공기의 운항 상태 정보인 피치 각속도를 필터링하여 위상 지연을 보상하도록 구현되는 피치 각속도 입력 지연 필터;
    상기 필터링된 피치 각속도를 기초로 실속 회복 정보를 생성하도록 구현되는 증폭부;
    상기 항공기의 실속 자세를 판단하도록 구현되는 실속 자세 선택부;
    상기 실속 회복 정보를 클램핑하도록 구현되는 수직 가속도 제한부; 및
    상기 클램핑된 실속 회복 정보를 기초로 피치 진동 운동을 수행하도록 구현되는 과도 현상 방지부를 포함하는 항공기의 운항 제어 장치.
13. 제9항에 있어서,
    항공기의 운항 정보 및 조종사의 운항 경향성 정보를 기초로 비행 착각 발생 여부를 탐지하도록 구현되는 비행 착각 탐지부; 및
    상기 비행 착각이 발생한 경우, 비행 착각 감지 신호를 생성하여 제어부를 통해 항공기의 자세 제어를 수행하도록 구현되는 자세 제어부를 더 포함하는 항공기의 운항 제어 장치
14. 제13항에 있어서,
    상기 항공기의 운항 정보는 항공기의 자세 정보, 피치 자세각, 롤 각, 고도, 속도 중 적어도 하나를 포함하는 정보이고, 상기 조종사의 운항 경향성 정보 상기 항공기의 운항 정보에 따른 항공기의 제어 방법에 대한 정보인 항공기의 운항 제어 장치

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