KR20160131680A - Fbw 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치 - Google Patents

Fbw 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치 Download PDF

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KR20160131680A
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Abstract

본 발명은 전기적 제어신호를 발생하는 조종입력장치와, 상기 조종입력장치에서 발생된 제어신호를 입력받아 전기적 명령신호를 발생하는 비행제어컴퓨터(FLCC, Flight Control Computer)와, 상기 FLCC로부터 명령신호를 전송받아 FBW(Fly-by-Wire) 방식에 의해 구동되고 그 구동에 관한 응답신호를 발생하는 구동장치 각각에 개별적으로 연결되되, 상기 조종입력장치에서 발생된 제어신호를 입력받아 상기 FLCC로 출력하고 상기 FLCC에서 발생된 명령신호를 입력받아 상기 구동장치로 출력하며, 상기 구동장치에서 발생된 응답신호를 입력받아 상기 FLCC로 출력하도록 연결되고, 상기 제어신호, 명령신호 및 응답신호 각각과 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호에 각각 대응되도록 기 설정된 정상 제어신호와 정상 명령신호 및 정상 응답신호와의 일치 여부를 판단하는 통합 테스팅부(ITS, Integrated Test Station)를 포함하는 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치에 관한 것이다. 본 발명에 따르면, FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인을 통합적으로 신속하고 정확하게 테스팅할 수 있을 뿐만 아니라, 신호의 정확성 내지 변조 여부 역시 각 라인별로 신속하고 정확하게 검사하여, FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호 체계를 통합적으로 정확하고 신속하게 테스트할 수 있는 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치를 제공할 수 있다.

Description

FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치{APPARATUS FOR TESTING FLIGHT CONTROL SIGNAL LINE IN FLY-BY-WIRE CONTROL SYSTEM}
본 발명은 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치에 관한 것으로, 보다 상세하게는 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인을 통합적으로 신속하고 정확하게 테스팅할 수 있을 뿐만 아니라, 신호의 정확성 내지 변조 여부 역시 각 라인별로 신속하고 정확하게 검사하여, FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호 체계를 통합적으로 정확하고 신속하게 테스트할 수 있는 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치에 관한 것이다.
본 발명은 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치에 관한 것이다.
최근 항공기 비행 제어는 조종입력장치의 각 동작을 전기신호로 변환하고 이를 컴퓨터, 즉 비행제어컴퓨터를 통해 전기 방식에 의해 구동되도록 항공기에 장작된 구동장치에 제공하는 플라이-바이-와이어(FBW, Fly-By-Wire) 방식이 적용되고 있다.
이때, FBW 방식에 의한 항공기 비행 수행을 위해서는 항공기 내 FBW 방식에 의해 연동되는 각종 장비간 전기 신호의 송수신 상태 및 각 장비간 전기 신호에 따른 연동 상태 등에 대한 시험을 수행하여야만 한다.
상술한 FBW 방식에 따른 각종 항공기 장비간 시험을 수행하기 위해 제공되고 있는 종래의 장치는 항공기에 탑재되는 특정 장비만을 대상으로 각각의 장비에 대해 개별적으로 수행하도록 구성되어 있고, 해외업체로부터 수입된 장치만이 제공되고 있는 실정으로서 시험 장치에 대한 통신방식 변경 내지 추가기능 부가 등이 불가능한 문제가 있다.
본 발명의 배경이 되는 기술은 대한민국 공개특허공보 제10-2005-0092609호 등에 개시되어 있으나, 상술한 문제점에 대한 해결책은 제시되고 있지 못하는 실정이다.
상술한 문제점을 해결하기 위해 안출된 본 발명의 목적은 조종입력장치에서 발생되는 각종 제어신호와 그 제어신호 각각에 대한 명령신호를 발생하는 비행제어컴퓨터 및 명령신호 각각에 의해 구동되는 구동장치들과 통합적으로 연결되고, 각 장치간 송수신되는 전기적 신호를 통합적으로 테스트하고 각 신호 상태를 검사할 수 있는 통합 테스팅부(ITS, Integrated Test Station)을 포함하는 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치를 제공하기 위한 것이다.
상기한 바와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명의 특징에 따르면, 본 발명은 전기적 제어신호를 발생하는 조종입력장치와, 상기 조종입력장치에서 발생된 제어신호를 입력받아 전기적 명령신호를 발생하는 비행제어컴퓨터(FLCC, Flight Control Computer)와, 상기 FLCC로부터 명령신호를 전송받아 FBW(Fly-by-Wire) 방식에 의해 구동되고 그 구동에 관한 응답신호를 발생하는 구동장치 각각에 개별적으로 연결되되, 상기 조종입력장치에서 발생된 제어신호를 입력받아 상기 FLCC로 출력하고 상기 FLCC에서 발생된 명령신호를 입력받아 상기 구동장치로 출력하며, 상기 구동장치에서 발생된 응답신호를 입력받아 상기 FLCC로 출력하도록 연결되고, 상기 제어신호, 명령신호 및 응답신호 각각과 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호에 각각 대응되도록 기 설정된 정상 제어신호와 정상 명령신호 및 정상 응답신호와의 일치 여부를 판단하는 통합 테스팅부(ITS, Integrated Test Station)를 포함한다.
이때, 상기 FLCC와 구동장치는 각각 하나 이상을 포함하고, 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호는 상기 하나 이상의 구동장치에 따라 각기 다른 신호를 형성하고, 상기 정상 제어신호와 정상 명령신호 및 정상 응답신호는 상기 하나 이상의 구동장치에 따라 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호 각각에 대응되도록 기 설정되며, 상기 ITS는, 상기 조종입력장치에 연결되는 조종입력장치 신호 입출력부와, 상기 하나 이상의 FLCC 각각에 개별적으로 연결되는 하나 이상의 서브 FLCC 신호 입출력단자를 포함하는 FLCC 신호 입출력부와, 상기 하나 이상의 구동장치 각각에 개별적으로 연결되는 하나 이상의 서브 구동장치 신호 입출력단자를 포함하는 구동장치 신호 입출력부를 포함하는 시그널 정션 패널(SJP, Signal Junction Panel)과; 상기 조종입력장치 신호 입출력부에 연결된 조종입력장치 테스트 포인트 패널과, 상기 하나 이상의 서브 FLCC 신호 입출력단자에 각각 개별적으로 연결되는 하나 이상의 서브 FLCC 테스트 포인트 패널을 포함하는 FLCC 테스트 포인트 패널과, 상기 하나 이상의 서브 구동장치 신호 입출력단자에 각각 개별적으로 연결되는 하나 이상의 서브 구동장치 테스트 포인트 패널을 포함하는 구동장치 테스트 포인트 패널을 포함하는 테스트 포인트 패널(TPP, Test Point Panel); 및 상기 조종입력장치 테스트 포인트 패널과 하나 이상의 서브 FLCC 테스트 포인트 패널 및 하나 이상의 서브 구동장치 테스트 포인트 패널에 각각 개별적으로 연결되고, 상기 조종입력장치 테스트 포인트 패널과 서브 FLCC 테스트 포인트 패널 및 서브 구동장치 테스트 포인트 패널 각각으로 전달되는 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호가 기 설정된 정상 제어신호, 정상 명령신호 및 정상 응답신호와 일치되는지 여부를 각각 판단하는 테스팅 판단 모듈; 을 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 ITS는, 외부 교류전원을 인가받는 외부 교류전원 입력부와, 상기 인가받은 외부 교류전원을 기 설정된 크기의 직류 전원으로 변환하는 DC파워 서플라이(DC POWER SUPPLY)로 출력하는 외부 교류전원 출력부와, 상기 DC파워 서플라이에서 상기 기 설정된 크기의 직류 전원으로 변환된 DC 전원을 입력받는 DC 전원 입력부 및 상기 DC 전원 입력부로 입력된 DC 전원을 상기 조종입력장치와 FLCC 및 구동장치로 각각 개별적으로 출력되도록 하는 조종입력장치 DC 출력단자와 FLCC DC 출력단자 및 구동장치 DC 출력단자를 포함하는 DC 출력부를 포함하는 파워 박스(Power Box)부를 포함하되, 상기 파워박스부는, 상기 DC 출력부와 DC 전원 입력부 사이에, 상기 FLCC DC 출력단자와 조종입력장치 DC 출력단자 및 구동장치 DC 출력단자 각각으로 전달되는 DC 전원과 상기 조종입력장치와 FLCC 및 구동장치에 대해 기 설정된 DC 전원과의 일치 여부를 각각 개별적으로 판단하는 DC 전원 테스팅부를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 ITS는, ARINC 429 데이터 포맷을 지원하고, ARINC 429 데이터 포맷을 통해 상기 FLCC를 제어하거나 테스트하는 에뮬레이터(Emulator)의 에뮬레이터 제어신호가 입력되는 에뮬레이터 제어신호 입력부와 상기 에뮬레이터 제어신호 입력부에 입력된 에뮬레이터 제어신호를 상기 FLCC로 출력되도록 하는 에뮬레이터 제어신호 출력부를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 ITS는, 상기 제어신호, 명령신호 및 응답신호 각각과 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호에 각각 대응되도록 기 설정된 정상 제어신호와 정상 명령신호 및 정상 응답신호와의 일치 여부를 판단하도록 하는 HILS(Hardware-in-the-Loop Simulation) 모드와, 상기 에뮬레이터가 ARINC 429 데이터 포맷을 통해 상기 FLCC를 제어하거나 테스트하도록 하는 SA(Stand-Alone) 모드 중 하나가 선택되도록 하는 모드 선택부를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 조종입력장치 신호 입출력부와 FLCC 신호 입출력부 및 구동장치 신호 입출력부에 형성된 입력단자와 출력단자의 단자 쌍 중 한 쌍 이상의 입력단자와 출력단자에 대한 루프백(loop-back)을 형성시키며 테스트 신호를 인가하여 상기 ITS 내부 라인에 대한 테스팅이 수행되도록 하는 셀프 테스트 어댑터(Self Test Adapter)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
이상 살펴본 바와 같은 본 발명에 따르면, FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인을 통합적으로 신속하고 정확하게 테스팅할 수 있을 뿐만 아니라, 신호의 정확성 내지 변조 여부 역시 각 라인별로 신속하고 정확하게 검사하여, FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호 체계를 통합적으로 정확하고 신속하게 테스트할 수 있는 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치를 제공할 수 있다.
도 1 및 도 2는 본 발명에 따른 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치의 구성을 나타내기 위한 블록 구성도이다.
도 3은 각 구성간 신호 전달 흐름을 나타내기 위한 흐름도이다.
도 4는 본 발명에 따른 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치의 구성도로서, 에뮬레이터가 포함된 블록 구성도이다.
도 5는 상기 ITS의 세부 구성을 나타내기 위한 블록 구성도이다.
도 6은 ITS에 포함된 시그널 정션 패널의 입출력 단자에 대한 세부 구성을 나타내기 위한 블록도 구성도이다.
도 7은 도 6에 대한 시그널 정션 패널이 적용된 구성을 나타내기 위한 예시도이다.
도 8은 ITS에 포함되는 파워박스의 개략적인 구성을 나타내기 위한 블록 구성도이다.
도 9는 시그널 정션 패널과 테스트 포인트 패널 및 파워박스를 포함하는 ITS 전체 구성 및 연결 구조를 나타내기 위한 블록 구성도이다.
도 10은 파워 박스가 적용된 구성을 나타내기 위한 예시도로서, 파워박스가 적용된 ITS 단자함의 전면도(a)와 후면도(b)이다.
도 11은 시그널 정션 패널의 신호 입출력단자 각각에 루프백(loop-back)이 형성되도록 하여 ITS 자체 내부 라인에 대한 테스팅이 수행되도록 하는 셀프 테스트 어댑터를 포함한 구성을 나타내기 위한 블록 구성도이다.
도 12는 본 발명의 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치의 실제 시제품에 대한 정면도(a), 측면도(b) 및 후면도(c)이다.
본 발명의 이점 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 첨부되는 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시예들을 참조하면 명확해질 것이다.
그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예들에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 수 있으며, 단지 본 실시예들은 본 발명의 개시가 완전하도록 하고, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이며, 본 발명은 청구항의 범주에 의해 정의될 뿐이다. 명세서 전체에 걸쳐 동일 참조 부호는 동일 구성 요소를 지칭한다
이하, 본 발명의 실시예들에 의하여 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치를 설명하기 위한 도면들을 참고하여 본 발명에 대해 설명하도록 한다.
도 1 및 도 2는 본 발명에 따른 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치의 구성을 나타내기 위한 블록 구성도이고, 도 3은 각 구성간 신호 전달 흐름을 나타내기 위한 흐름도이다.
본 발명의 바람직한 실시예에 따른 의하여 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치는 도 1 내지 도 3에 도시된 바와 같이, 조종입력장치(ACIS, Active Control Inceptor System, 100)와 비행제어컴퓨터(FLCC, Flight Control Computer, 200) 및 구동장치(EMAS, Elector-Mechnica Actuator, 300) 각각과 개별적으로 연결되는 통합 테스팅부(ITS, Integrated Test Station, 400)를 포함한다.
상기 조종입력장치(ACIS, 100)는 전자식 비행제어 시스템, 즉 항공기의 전기적 신호 방식을 이용한 FBW(Fly-By-Wire)에 따른 조종입력장치로서, 항공기의 조종스틱이나 패달 등을 포함하고, 기 설정된 다양한 종류의 전기적 제어신호를 발생하는 수단이다.
비행제어컴퓨터(FLCC, 200)는 항공기에 탑재되어 조종사 또는 조종입력장치(100) 등의 제어신호에 따라 구동장치(EMAS, 300)에서 원하는 출력이 생성되도록 명령신호를 발생하는 수단이다.
상기 구동장치(EMAS, 300)는 전기 작동기에 의해 상기 조종입력장치(100)의 제어신호에 대응되는 비행제어컴퓨터(200)의 명령신호에 따른 출력을 발생하는 수단으로, 항공기에는 다양한 종류의 구동장치들이 포함되고, 각각의 구동장치별로 그 출력에 관한 조종입력장치(100)의 제어신호 그리고 비행제어컴퓨터(300)의 명령신호가 각각 기 설정된다.
상기 통합 테스팅부(ITS, 400)는 상기 조종입력장치(100)의 특정 구동장치(300) 출력에 대한 제어신호, 상기 비행제어컴퓨터(200)의 상기 특정 구동장치 출력에 대한 제어신호에 대응되는 명령신호, 그리고 그 명령신호에 의해 작동되는 구동장치(100)의 응답신호 등을 각각 개별적으로 입력받고 출력하며 신호 라인을 개별적으로 테스트하며 각 신호 라인에 관한 이상여부를 판단하는 수단이다.
즉, 본 발명의 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치를 구성하는 통합 테스팅부(ITS, 400)는, 전기적 제어신호를 발생하는 조종입력장치(100)와, 상기 조종입력장치(100)에서 발생된 제어신호를 입력받아 전기적 명령신호를 발생하는 비행제어컴퓨터(FLCC, Flight Control Computer, 200)와, 상기 FLCC(200)로부터 명령신호를 전송받아 FBW(Fly-by-Wire) 방식에 의해 구동되고 그 구동에 관한 응답신호를 발생하는 구동장치(300) 각각에 개별적으로 연결되되, 상기 조종입력장치(100)에서 발생된 제어신호를 입력받아 상기 FLCC(200)로 출력하고 상기 FLCC(200)에서 발생된 명령신호를 입력받아 상기 구동장치(300)로 출력하며, 상기 구동장치(300)에서 발생된 응답신호를 입력받아 상기 FLCC(200)로 출력하도록 연결된다
이때, 상기 통합 테스팅부(ITS, 400)는 상기 제어신호, 명령신호 및 응답신호 각각과 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호에 각각 대응되도록 기 설정된 정상 제어신호와 정상 명령신호 및 정상 응답신호의 일치 여부를 판단함으로써, 조종입력장치(100)와 FLCC(200) 및 구동장치(300)의 신호 라인 각각에 대한 이상여부를 판단하고, 이상 발생시 어느 신호 라인에서 어떠한 이상이 발생되는지 정확하게 판단할 수 있다.
도 4는 본 발명에 따른 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치의 구성도로서, 에뮬레이터가 포함된 블록 구성도이다.
에뮬레이터(Emulator, 610)는 ARINC 429 데이터 포멧을 통해 비행제어컴퓨터(200)를 제어하거나 테스트하는 수단이다.
상기 에뮬레이터(610)는 상기 비행제어컴퓨터(200)의 테스트 또는 제어 등을 위해 비행제어컴퓨터와 연결되어야 하나, 에뮬레이터와 비행제어컴퓨터를 직접적으로 연결시키는 것은 하드웨어적으로 불가능한 실정이다.
이에, 본 발명에 따른 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치는 ARINK 429 데이터 포멧을 지원하여 에뮬레이터(610)가 통합 테스팅부(400)를 통해 비행제어컴퓨터(200)와 연결될 수 있도록 하는 통합 테스팅부(ITS, 400)를 제공한다.
즉, 본 발명에 따른 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치를 구성하는 ITS, 즉 통합 테스팅부(400)는 ARINC 429 데이터 포맷을 지원하고, ARINC 429 데이터 포맷을 통해 상기 FLCC(200)를 제어하거나 테스트하는 에뮬레이터(Emulator, 610)의 에뮬레이터 제어신호가 입력되는 에뮬레이터 제어신호 입력부(미도시)와 상기 에뮬레이터 제어신호 입력부에 입력된 에뮬레이터 제어신호를 상기 FLCC(200)로 출력되도록 하는 에뮬레이터 제어신호 출력부(미도시)를 포함한다.
이때, 상기 조종입력장치(100), FLCC(비행제어컴퓨터, 200) EMAS(구동장치, 300) 각각과 ITS(통합 테스팅부, 400) 사이의 통신 데이터 포멧은 에뮬레이터 통신 방식과 같은 ARINC 429 데이터 포멧으로 이루어지도록 한다.
또한, 상기 ITS(400)는 시뮬레이션 모니터의 역할을 수행하는 콕피트(Cockpit, 500)와 더 연결되어, 각종 비행데이터를 전달받을 수 있다.
이때, 상기 ITS(400)는 이더넷(Ethernet) 통신 방식을 상기 콕피트(500)로부터 데이터를 전송받도록 한다.
상기 ITS(통합 테스팅부, 400)는 HILS(Hardware-in-the-Loop Station) 모드 선택부(491)와 SA(Stand-Alone) 모드 선택부(192)를 포함하는 모드 선택부(490)를 포함한다.
즉, 상기 모드 선택부(490)에서 HILS 모드 선택부(491)이 선택되어 HILS 모드가 실행 중인 경우, 상기 ITS(400)는 상술한 바와 같은 기능, 즉 상기 ITS(400)가 조종입력장치(100)와 FLCC(200)와 구동장치(300) 각각과 개별적으로 연결되어, 상기 제어신호, 명령신호 및 응답신호 각각과 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호에 각각 대응되도록 기 설정된 정상 제어신호와 정상 명령신호 및 정상 응답신호와의 일치 여부를 판단하도록 설정되고, 상기 SA 모드 선택부(492)가 선택되어 SA 모드가 실행되는 경우, 상기 ITS(400)는 상기 에뮬레이터(610)가 ARINC 429 데이터 포맷을 통해 상기 FLCC(200)를 제어하거나 테스트하도록 설정된다.
도 5는 상기 ITS의 세부 구성을 나타내기 위한 블록 구성도이고, 도 6은 ITS에 포함된 시그널 정션 패널의 입출력 단자에 대한 세부 구성을 나타내기 위한 블록 구성도이며, 도 7은 도 6에 대한 시그널 정션 패널이 적용된 구성을 나타내기 위한 예시도이다.
본 발명에 따른 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치는 상술한 바와 같이, 항공기 FBW 방식에 적용되는 각종 장비인 LRU(Line-Replaceable-Unit), 즉 조종입력장치와 하나 이상의 비행제어컴퓨터 및 하나 이상의 구동장치에 대한 각각의 입출력 개별 신호의 정보값 확인 및 검사(Test)를 수행한다.
즉, 상기 FLCC(200)와 구동장치(300)는 각각 하나 이상을 포함하고, 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호는 상기 하나 이상의 구동장치에 따라 각기 다른 신호를 형성하고, 상기 정상 제어신호와 정상 명령신호 및 정상 응답신호는 상기 하나 이상의 구동장치에 따라 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호 각각에 대응되도록 기 설정된다.
상술한 각종 LRU에 대한 각각의 입출력 개별 신호를 테스팅하는 구체적 수단으로서, 상기 ITS(400)는 시그널 정션 패널(SJP, Sgnal Jungtion Panel, 410)과 테스트 포인트 패널(TPP, Test Point Panel, 420) 및 테스팅 판단 모듈(430)을 포함한다.
상기 시그널 정션 패널(SJP, Signal Junction Panel, 410)은 상기 조종입력장치(100)에 연결되는 조종입력장치 신호 입출력부(411)와, 상기 하나 이상의 FLCC 각각에 개별적으로 연결되는 하나 이상의 서브 FLCC 신호 입출력단자(413, 414)를 포함하는 FLCC 신호 입출력부(412)와, 상기 하나 이상의 구동장치 각각에 개별적으로 연결되는 하나 이상의 서브 구동장치 신호 입출력단자(416, 417)를 포함하는 구동장치 신호 입출력부(415)를 포함한다.
예컨대, 하나의 조종입력장치(100)와 각각 2 개의 제1 및 제2 비행제어컴퓨터(200-1, 200-2) 및 구동장치(300-1, 300-2)로 이루어진 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅을 수행하는 경우, 상기 시그널 정션 패널(SJP, 410)의 FLCC 신호 입출력부(412)는 제1 및 제2 FLCC 서브 신호 입출력단자(413, 414)를 포함하고, 상기 구동장치 신호 입출력부(415)는 제1 및 제2 서브 구동장치 신호 입출력단자(416, 417)를 포함한다.
이때, 상기 조종입력장치(100)는 상기 시그널 정션 패널(SJP, 410)의 조종입력장치 신호 입출력부(411)와 전기적으로 연결되어 신호를 입출력받고, 상기 제1 비행제어컴퓨터(200-1)와 제2 비행제어컴퓨터(200-2)는 각각 상기 제1 서브 FLCC 신호 입출력단자(413)와 제2 서브 FLCC 신호 입출력단자(414)에 전기적으로 연결되어 신호를 입출력받으며, 상기 제1 구동장치(300-1)와 제2 구동장치(300-2)는 각각 상기 제1 서브 구동장치 신호 입출력단자(416)와 제2 서브 구동장치 신호 입출력단자(417)에 전기적으로 연결되어 신호를 입출력받는다.
즉, 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호 등은 상기 조종입력장치(100)와 2 개의 비행제어컴퓨터(200-1, 200-2) 및 2 개의 구동장치(300-1, 300-2)별로 각각 상기 ITS(400)를 통해 입출력되도록 함으로써, 각각의 라인에 대한 신호 송수신 상태 및 신호 정확도 등을 정확하고 신속하게 테스트할 수 있도록 한다.
상기 테스트 포인트 패널(TPP, Test Point Panel, 420)은 상기 조종입력장치 신호 입출력부(411)에 연결된 조종입력장치 테스트 포인트 패널(421)과, 상기 하나 이상의 서브 FLCC 신호 입출력단자(412, 413)에 각각 개별적으로 연결되는 하나 이상의 서브 FLCC 테스트 포인트 패널(423, 424)을 포함하는 FLCC 테스트 포인트 패널(422)과, 상기 하나 이상의 서브 구동장치 신호 입출력단자(416, 417)에 각각 개별적으로 연결되는 하나 이상의 서브 구동장치 테스트 포인트 패널(426, 427)을 포함하는 구동장치 테스트 포인트 패널(425)을 포함한다.
상기 예에서, 상기 테스트 포인트 패널(420)의 FLCC 테스트 포인트 패널(422)은 제1 서브 FLCC 테스트 포인트 패널(423)과 제1 서브 FLCC 테스트 포인트 패널(424)를 포함하고, 상기 구동장치 테스트 포인트 패널(425)은 제1 서브 구동장치 테스트 포인트 패널(426)과 제2 서브 구동장치 테스트 포인트 패널(427)을 포함한다.
이때, 상기 조종입력장치 신호 입출력부(411)를 통해 입출력되는 신호(즉, 상기 제어신호 및/또는 상기 제어신호와 상기 ITS에서 조종입력장치로 전송되는 신호 등)는 상기 조종입력장치 테스트 포인트 패널(421)로 전달되고, 상기 제1 서브 FLCC 신호 입출력단자(413)와 제2 서브 FLCC 신호 입출력단자(414)를 통해 입출력되는 신호(즉, 상기 제어신호와 명령신호 등)는 상기 제1 서브 FLCC 테스트 포인트 패널(423)과 제2 서브 FLCC 테스트 포인트 패널(424)로 각각 전달되며, 상기 제1 서브 구동장치 신호 입출력단자(416)와 제2 서브 구동장치 시호 입출력단자(417)를 통해 입출력되는 신호(즉, 상기 명령신호와 응답신호 등)는 상기 제1 서브 구동장치 테스트 포인트 패널(426)과 제2 서브 구동장치 테스트 포인트 패널(427)로 각각 전달된다.
즉, 각각의 LRU, 즉 조종입력장치와 하나 이상의 비행제어컴퓨터 및 하나 이상의 구동장치 등 사이에서 입출력되는 신호들에 대해 각각 개별적인 테스트가 진행되도록 함으로써, 모든 신호 라인 각각에 대한 신호 정확성 및 신호 변조 등을 테스트하고 검사할 수 있도록 한다.
상기 테스팅 판단 모듈(430)은 상기 조종입력장치 테스트 포인트 패널(421)과 하나 이상의 서브 FLCC 테스트 포인트 패널(423, 424) 및 하나 이상의 서브 구동장치 테스트 포인트 패널(426, 427)에 각각 개별적으로 연결되고, 상기 조종입력장치 테스트 포인트 패널(421)과 하나 이상의 서브 FLCC 테스트 포인트 패널 및 하나 이상의 서브 구동장치 테스트 포인트 패널 각각으로 전달되는 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호가 기 설정된 정상 제어신호, 정상 명령신호 및 정상 응답신호와 일치되는지 여부를 각각 판단하는 테스트하여 판단한다.
상기 예에서, 상기 테스팅 판단 모듈(430)은 테스트 포인트 패널(420)에 포함된 조종입력장치 테스트 포인트 패널(421)과 하나 이상의 서브 FLCC 테스트 포인트 패널(423, 424) 및 하나 이상의 서브 구동장치 테스트 포인트 패널(426, 427) 각각으로 전달되는 상기 조종입력장치(100), 제1 FLCC(200-1), 제2 FLCC(200-2), 제1 구동장치(300-1) 및 제2 구동장치(300-2) 각각의 입출력 신호가 각각의 신호에 대해 기 설정된 정산 신호와 일치되는 지 여부를 판단하여, FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인을 통합적으로 신속하고 정확하게 테스팅할 수 있을 뿐만 아니라, 신호의 정확성 내지 변조 여부 역시 각 라인별로 신속하고 정확하게 판별할 수 있다.
도 8은 ITS에 포함되는 파워박스의 개략적인 구성을 나타내기 위한 블록 구성도이고, 도 9는 시그널 정션 패널과 테스트 포인트 패널 및 파워박스를 포함하는 ITS 전체 구성 및 연결 구조를 나타내기 위한 블록 구성도이며, 도 10은 파워 박스가 적용된 구성을 나타내기 위한 예시도로서, 파워박스가 적용된 ITS 단자함의 전면도(a)와 후면도(b)이다.
본 발명에 따른 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치는 도 8 및 도 9에 도시된 바와 같이, 파워박스를 더 포함한다.
상기 파워박스(Power Box, 470)는 외부 교류전원을 인가받는 외부 교류전원 입력부(440)와, 상기 인가받은 외부 교류전원을 기 설정된 크기의 직류 전원으로 변환하는 DC파워 서플라이(DC POWER SUPPLY, 620)로 출력하는 외부 교류전원 출력부(450)와, 상기 DC파워 서플라이(620)에서 상기 기 설정된 크기의 직류 전원으로 변환된 DC 전원을 입력받는 DC 전원 입력부(460) 및 상기 DC 전원 입력부(460)로 입력된 DC 전원을 상기 조종입력장치(100)와 FLCC(200) 및 구동장치(300)로 각각 개별적으로 출력되도록 하는 FLCC DC 출력단자(492)와 조종입력장치 DC 출력단자(491) 및 구동장치 DC 출력단자(495)를 포함하는 DC 출력부(490)를 포함한다.
이때, 상기 파워박스(470)는 DC 출력부(490)에서 조종입력장치와 FLCC 및 구동장치 측으로 각각 개별적으로 출력되는 DC 전원이 기 설정된 정상 DC 전원와 일치되는지 여부를 판단하는 DC 전원 테스팅부(480)를 포함한다.
즉, 상기 DC 전원 테스팅부(480)는 상기 DC 출력부(490)와 DC 입력부(460) 사이에서, 상기 조종입력장치 DC 출력단자(491)와 FLCC DC 출력단자(492) 및 구동장치 DC 출력단자(495) 각각으로 전달되는 DC 전원과 상기 조종입력장치(100)와 FLCC(200) 및 구동장치(300)에 대해 기 설정된 정상 DC 전원과의 일치 여부를 각각 개별적으로 판단하다.
이때, 상기 DC 전원 테스팅부(480)는 상기 테스팅 판단 모듈(430)으로 제공되는 DC 전원을 테스팅하는 테스팅 판단모듈 테스트단자(488)을 더 포함한다.
상기 예에서, 상기 DC 전원 테스팅부(480)는 제1 FLCC DC 전원 테스트단(483)과 제2 FLCC DC 전원 테스트단(484)을 포함하는 FLCC DC 전원 테스트부(482)와, 제1 EMAS DC 전원 테스트단(486)과 제2 EMAS DC 전원 테스트단(487)을 포함하는 EMAS DC 전원 테스트(485)을 포함하고, 상기 테스팅 판단모듈 테스트단자(488)을 더 포함한다.
DC 전원 출력부(490)는 상기 시그널 정션 패널(410)에 포함되도록 구성될 수 있다.
즉, 조종입력장치 신호 입출력부(411)와 FLCC 신호 입출력부(415) 및 EMAS 신호 입출력부(415)는 각각 ACIS DC 전원 출력단자(491)과 FLCC DC 전원 출력단자(492) 및 EMAS DC 전원 출력단자(495)를 포함하도록 구성될 수 있다(도 6 참조).
즉, 제1 서브 FLCC 신호 입출력단자(413)는 상술한 각종 신호가 입출력되는 제1 FLCC 신호 커넥터(413-3)와 함께, 제1 FLCC 전원 커넥터(413-1)을 포함하고, 이더넷 통신을 수행하도록 하는 제1 FLCC 이더넷 커넥터(413-2)를 더 포함할 수 있으며, 제2 서브 FLCC 신호 입출력단자(414) 등의 경우도 마찬가지로 구성될 수 있다.,
또한, 상기 제1 서브 EMAS 신호 입출력단자(416)는 상술한 각종 신호가 입출력되는 제1 EMAS 신호 커넥터(416-2)와 함께, 제1 EMAS 전원 커넥터(416-1)를 더 포함할 수 있으며, 제2 서브 EMAS 신호 입출력단자(417) 등의 경우도 마찬가지로 구성될 수 있다.
이때, 상기 ACIS 신호 입출력부(411)는 상술한 각종 신호의 입출력 단자와 DC 전원 출력단자가 하나의 커넥터, 즉 ACIS 전원/신호 커넥터(412)로 이루어지는 것이 바람직하다.
도 11은 시그널 정션 패널의 신호 입출력단자 각각에 루프백(loop-back)이 형성되도록 하여 ITS 자체 내부 라인에 대한 테스팅이 수행되도록 하는 셀프 테스트 어댑터를 포함한 구성을 나타내기 위한 블록 구성도이고, 도 12는 본 발명의 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치의 실제 시제품에 대한 정면도(a), 측면도(b) 및 후면도(c)이다.
본 발명의 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치는 셀프 테스트 어댑터(Self Test Adapter, 700)을 더 포함할 수 있다.
상기 셀프 테스트 어댑터(700)는 상기 조종입력장치 신호 입출력부와 FLCC 신호 입출력부 및 구동장치 신호 입출력부에 형성된 입력단자와 출력단자의 단자 쌍(즉, 신호 출력단자와 그에 대응되는 신호 입력 단자) 중 한 쌍 이상의 입력단자와 출력단자에 대한 루프백(loop-back)을 형성시키며 테스트 신호를 인가하여 상기 ITS(400) 내부 라인에 대한 테스팅이 수행되도록 한다.
즉, 상기 셀프 테스트 어댑터(700)가 각각의 입출력단자에 포함된 입력단자와 출력단자에 루프백을 형성시키고 루프백을 형성한 입력단자와 출력단자에 테스트 신호가 루프백을 형성하도록 입출력되도록 함으로써, ITS 내부 라인에 대한 이상여부 내지 ITS 내부에서의 신호 왜곡 여부를 테스트하게 된다.
또한, 본 발명에 따른 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치는 상기 테스팅 판단 모듈(430)에서 각 해당 입출력부에서 입출력되는 신호 상태에 대한 테스트 결과가 표시되도록 하는 상태 표시부(미도시)를 더 포함한다.
이때, 상기 상태 표시부는 상기 시그널 정션 패널(410)의 각 입출력부(411, 412, 415) 및 각 입출력단자(411, 413, 414, 416, 417) 별로 개별적으로 표시되도록 하되, 정상 상태인 경우와 이상 상태인 경우 각기 다른 색의 램프가 점등되고, 그 상태 정보가 디스플레이(미도시)에 표시되도록 한다.
본 발명이 속하는 기술분야의 통상의 지식을 가진 자는 본 발명이 그 기술적 사상이나 필수적인 특징을 변경하지 않고서 다른 구체적인 형태로 실시될 수 있다는 것을 이해할 수 있을 것이다. 그러므로 이상에서 기술한 실시예들은 모든 면에서 예시적인 것이며 한정적이 아닌 것으로 이해해야만 한다. 본 발명의 범위는 상기 상세한 설명보다는 후술하는 특허청구의 범위에 의하여 나타내어지며, 특허청구의 범위의 의미 및 범위 그리고 그 균등 개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태가 본 발명의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 한다.
100: 조종입력장치 200: 비행제어컴퓨터
300: 구동장치 400: ITS
410: 시그널 정션 패널(SJP) 420: 테스트 포인트 패널(TPP)
430: 테스팅 판단 모듈 440: 외부 교류전원 입력부
450: 외부 교류전원 출력부 460: DC 전원 입력부
470: 파워 박스 480: DC 전원 테스팅부
490: DC 전원 출력부 500: 콕피트(Cockpit)
610: 에뮬레이터 620: DC 파워 서플라이
700: 셀프 테스트 어댑터

Claims (6)

  1. 전기적 제어신호를 발생하는 조종입력장치와, 상기 조종입력장치에서 발생된 제어신호를 입력받아 전기적 명령신호를 발생하는 비행제어컴퓨터(FLCC, Flight Control Computer)와, 상기 FLCC로부터 명령신호를 전송받아 FBW(Fly-by-Wire) 방식에 의해 구동되고 그 구동에 관한 응답신호를 발생하는 구동장치 각각에 개별적으로 연결되되, 상기 조종입력장치에서 발생된 제어신호를 입력받아 상기 FLCC로 출력하고 상기 FLCC에서 발생된 명령신호를 입력받아 상기 구동장치로 출력하며, 상기 구동장치에서 발생된 응답신호를 입력받아 상기 FLCC로 출력하도록 연결되고,
    상기 제어신호, 명령신호 및 응답신호 각각과 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호에 각각 대응되도록 기 설정된 정상 제어신호와 정상 명령신호 및 정상 응답신호와의 일치 여부를 판단하는 통합 테스팅부(ITS, Integrated Test Station)를 포함하는 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 FLCC와 구동장치는 각각 하나 이상을 포함하고, 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호는 상기 하나 이상의 구동장치에 따라 각기 다른 신호를 형성하고, 상기 정상 제어신호와 정상 명령신호 및 정상 응답신호는 상기 하나 이상의 구동장치에 따라 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호 각각에 대응되도록 기 설정되며,
    상기 ITS는,
    상기 조종입력장치에 연결되는 조종입력장치 신호 입출력부와, 상기 하나 이상의 FLCC 각각에 개별적으로 연결되는 하나 이상의 서브 FLCC 신호 입출력단자를 포함하는 FLCC 신호 입출력부와, 상기 하나 이상의 구동장치 각각에 개별적으로 연결되는 하나 이상의 서브 구동장치 신호 입출력단자를 포함하는 구동장치 신호 입출력부를 포함하는 시그널 정션 패널(SJP, Signal Junction Panel)과;
    상기 조종입력장치 신호 입출력부에 연결된 조종입력장치 테스트 포인트 패널과, 상기 하나 이상의 서브 FLCC 신호 입출력단자에 각각 개별적으로 연결되는 하나 이상의 서브 FLCC 테스트 포인트 패널을 포함하는 FLCC 테스트 포인트 패널과, 상기 하나 이상의 서브 구동장치 신호 입출력단자에 각각 개별적으로 연결되는 하나 이상의 서브 구동장치 테스트 포인트 패널을 포함하는 구동장치 테스트 포인트 패널을 포함하는 테스트 포인트 패널(TPP, Test Point Panel); 및
    상기 조종입력장치 테스트 포인트 패널과 하나 이상의 서브 FLCC 테스트 포인트 패널 및 하나 이상의 서브 구동장치 테스트 포인트 패널에 각각 개별적으로 연결되고, 상기 조종입력장치 테스트 포인트 패널과 서브 FLCC 테스트 포인트 패널 및 서브 구동장치 테스트 포인트 패널 각각으로 전달되는 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호가 기 설정된 정상 제어신호, 정상 명령신호 및 정상 응답신호와 일치되는지 여부를 각각 판단하는 테스팅 판단 모듈; 을 포함하는 것을 특징으로 하는 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 ITS는,
    외부 교류전원을 인가받는 외부 교류전원 입력부와,
    상기 인가받은 외부 교류전원을 기 설정된 크기의 직류 전원으로 변환하는 DC파워 서플라이(DC POWER SUPPLY)로 출력하는 외부 교류전원 출력부와, 상기 DC파워 서플라이에서 상기 기 설정된 크기의 직류 전원으로 변환된 DC 전원을 입력받는 DC 전원 입력부 및 상기 DC 전원 입력부로 입력된 DC 전원을 상기 조종입력장치와 FLCC 및 구동장치로 각각 개별적으로 출력되도록 하는 조종입력장치 DC 출력단자와 FLCC DC 출력단자 및 구동장치 DC 출력단자를 포함하는 DC 출력부를 포함하는 파워 박스(Power Box)부를 포함하되,
    상기 파워박스부는,
    상기 DC 출력부와 DC 전원 입력부 사이에,
    상기 FLCC DC 출력단자와 조종입력장치 DC 출력단자 및 구동장치 DC 출력단자 각각으로 전달되는 DC 전원과 상기 조종입력장치와 FLCC 및 구동장치에 대해 기 설정된 DC 전원과의 일치 여부를 각각 개별적으로 판단하는 DC 전원 테스팅부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 ITS는,
    ARINC 429 데이터 포맷을 지원하고,
    ARINC 429 데이터 포맷을 통해 상기 FLCC를 제어하거나 테스트하는 에뮬레이터(Emulator)의 에뮬레이터 제어신호가 입력되는 에뮬레이터 제어신호 입력부와 상기 에뮬레이터 제어신호 입력부에 입력된 에뮬레이터 제어신호를 상기 FLCC로 출력되도록 하는 에뮬레이터 제어신호 출력부를 포함하는 것을 특징으로 하는 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 ITS는,
    상기 제어신호, 명령신호 및 응답신호 각각과 상기 제어신호와 명령신호 및 응답신호에 각각 대응되도록 기 설정된 정상 제어신호와 정상 명령신호 및 정상 응답신호와의 일치 여부를 판단하도록 하는 HILS(Hardware-in-the-Loop Simulation) 모드와, 상기 에뮬레이터가 ARINC 429 데이터 포맷을 통해 상기 FLCC를 제어하거나 테스트하도록 하는 SA(Stand-Alone) 모드 중 하나가 선택되도록 하는 모드 선택부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치.
  6. 제 2 항에 있어서,
    상기 조종입력장치 신호 입출력부와 FLCC 신호 입출력부 및 구동장치 신호 입출력부에 형성된 입력단자와 출력단자의 단자 쌍 중 한 쌍 이상의 입력단자와 출력단자에 대한 루프백(loop-back)을 형성시키며 테스트 신호를 인가하여 상기 ITS 내부 라인에 대한 테스팅이 수행되도록 하는 셀프 테스트 어댑터(Self Test Adapter)를 포함하는 것을 특징으로 하는 FBW 방식에 따른 항공기 비행 제어 신호라인 테스팅 장치.
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KR101951642B1 (ko) * 2017-11-15 2019-02-25 주식회사 제이앤에스 유무인항공기용 구동드라이브 구조 이중화 장치
KR20220153318A (ko) * 2021-05-11 2022-11-18 한국항공우주산업 주식회사 회전익 항공기의 비행제어 시뮬레이션을 위한 전기 기계식 구동기 통합 환경 모사장치 및 이를 포함하는 회전익 항공기의 비행제어 시뮬레이션 시스템

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