KR20180082731A - Fly-by-wire flight control system with backup mechanical flight control system - Google Patents

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Abstract

The present invention relates to an electronic flight control system capable of electronically steering a flying object in accordance with an operation unit command generated by a flight control computer, and a mechanical steering apparatus capable of mechanically steering the flying object as a backup steering apparatus. According to the present invention, even when a malfunction occurs in the electronic flight control system, a pilot can drive a rotor operating unit by adjusting a pitch shaft, a roll shaft, a collective shaft and a yaw shaft of the flying object through the mechanical steering apparatus. Therefore, safety of aviation and pilots can be assured.

Description

기계식 조종장치를 백업으로 갖는 전자식 비행제어 시스템{FLY-BY-WIRE FLIGHT CONTROL SYSTEM WITH BACKUP MECHANICAL FLIGHT CONTROL SYSTEM}BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an electronic flight control system,

본 발명은 기계식 조종장치를 백업으로 갖는 전자식 비행제어 시스템에 관한 것으로, 보다 상세하게는 비행제어 컴퓨터(Flight Control Computer)가 생성하는 작동부 명령에 따라 비행체를 전자식으로 조종할 수 있는 전자식 비행제어 시스템(FLY-BY-WIRE(FBW) SYSTEM)에, 비행체를 기계식으로 조종할 수 있는 기계식 조종장치를 백업 조종장치로서 구비시킨 비행제어 시스템에 관한 것이다.The present invention relates to an electronic flight control system having a mechanical control device as a backup, and more particularly, to an electronic flight control system capable of electronically controlling an aircraft in accordance with an operation unit command generated by a flight control computer (FLY-BY-WIRE (FBW) SYSTEM) equipped with a mechanical control device capable of mechanically controlling a flying object as a backup control device.

비행제어 시스템은 안전필수(safety critical) 항목으로서, 비행체 및 조종사의 안전에 영향을 줄 수 있어 매우 높은 수준의 안전성을 요구한다. Flight control systems are safety critical items that can affect the safety of aviation and pilots, requiring a very high level of safety.

비행안전, 임무효율 및 비행조종성능의 극대화를 위하여 최근 들어 헬리콥터와 같은 비행체에 전자식 비행제어 시스템을 적용하기 위한 연구가 활발히 진행되고 있다. 다만, 전혀 새로운 방식의 전자식 비행제어 시스템을 개발하기보다는 기존의 기계식 조종장치 및 제한된 제어권한(Limited Authority)을 갖는 기계식 비행제어 시스템(Mechanical Flight Control System; MFCS)을 전자식 비행제어 시스템으로 개조하는 것이 비용 및 시간 절약, 그리고 리스크 감소 등 여러 가지 측면에서 유리하다.In order to maximize flight safety, mission efficiency, and flight control performance, researches are actively conducted to apply electronic flight control systems to aircraft such as helicopters. However, rather than developing a completely new electronic flight control system, it would be better to retrofit a mechanical flight control system (MFCS) with an existing mechanical control system and limited limited authority into an electronic flight control system Cost and time savings, and reduced risk.

전자식 비행제어 시스템은 비행체의 로터를 작동시키는 제어권한을 모두 비행제어 컴퓨터가 가지기 때문에, 비행체의 비행특성에 따라 조종사가 조종하기 편리하도록 제어법칙을 설계할 수 있다는 장점이 있다. 이에 따라, 전자식 비행제어 시스템은 NH-90, UH-60M 및 CH-47과 같은 군용 헬리콥터 및 S-92F와 같은 민수 헬리콥터에 적용되어 상용화되고 있으며, 이 밖에도 NRC의 Bell 412 ASRA, NASA의 RASCAL과 HACT, 그리고 DLR의 ACT-FHS 등에 적용하기 위한 다양한 프로젝트가 진행되고 있다.The electronic flight control system has the advantage that the control law can be designed so that it is convenient for the pilot to control the flight according to the flight characteristics of the flight control computer because all of the control authority for operating the rotor of the flight is controlled by the flight control computer. Accordingly, the electronic flight control system has been applied to military helicopters such as NH-90, UH-60M and CH-47, and civilian helicopters such as the S-92F. In addition, NRC's Bell 412 ASRA, NASA's RASCAL HACT, and DLT's ACT-FHS.

이러한 전자식 비행제어 시스템을 비행체에 적용하는 프로젝트에서는, 비행체에 구비되어 있는 기계식 비행제어 시스템을 제거하고 전자식 비행제어 시스템만을 채택하는 설계를 수행하고 있다. 하지만 이 경우에는 전자식 비행제어 시스템에 고장이 발생하게 되면 조종사가 비행체를 제어할 수단이 달리 없기 때문에, 비행체 및 조종사의 안전에 매우 심각한 영향을 미칠 수 있다는 문제점이 존재한다.In the project to apply the electronic flight control system to the aircraft, the mechanical flight control system installed in the aircraft is removed, and the design is adopted by adopting only the electronic flight control system. However, in this case, if a malfunction occurs in the electronic flight control system, there is a problem that the pilots have very different means of controlling the aircraft, which can seriously affect the safety of the aircraft and the pilots.

한편, 한국공개특허공보 제10-2010-0061946호("전자식 비행제어시스템용 조종입력장치 정상변위센서 탐지시스템", 특허문헌 1)에서는, 조종입력장치에 장착된 3개의 변위센서 중 2개의 변위센서에 고장이 발생한 경우 정상적으로 작동하는 변위센서를 탐지하는 시스템을 개시하고 있다. 하지만 특허문헌 1 어디에도 전자식 비행제어 시스템에 고장이 발생할 경우에 이를 대체할 수 있는 백업 수단에 대해서는 개시하고 있지 않다.On the other hand, in Korean Patent Laid-Open Publication No. 10-2010-0061946 ("Steering displacement sensor detection system for control input device for electronic flight control system", Patent document 1), two displacements of three displacement sensors mounted on the steering input device Discloses a system for detecting a normally operating displacement sensor in the event of a sensor failure. However, Patent Document 1 does not disclose any backup means that can replace the electronic flight control system in the event of a failure.

한국공개특허공보 제10-2010-0061946호(2010.06.10.)Korean Patent Publication No. 10-2010-0061946 (June 10, 2010)

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 비행제어 컴퓨터가 생성하는 작동부 명령에 따라 로터 작동부를 구동시켜 비행체를 전자식으로 조종할 수 있는 전자식 비행제어 시스템을 구비하되, 이러한 전자식 비행제어 시스템에 고장이 발생할 경우에는 이를 대체하여 비행체를 조종할 수 있는 백업 수단을 갖는 비행제어 시스템을 제공하는 것에 그 목적이 있다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made to solve the above-mentioned problems, and it is an object of the present invention to provide an electronic flight control system capable of electronically controlling a flight body by driving a rotor operating part according to an operation part command generated by a flight control computer, And an object of the present invention is to provide a flight control system having backup means capable of controlling a flying object in the event of a failure in a control system.

상기와 같은 목적을 달성하기 위하여, 본 발명에 따른 기계식 조종장치를 백업으로 갖는 전자식 비행제어 시스템은, 조종사의 조작에 반응하여 전기신호를 출력하는 전자식 조종장치; 비행체의 모션에 따른 모션 데이터를 출력하는 센서부; 상기 비행체의 로터를 작동시키는 로터 작동부; 상기 전자식 조종장치에서 출력된 전기신호와 상기 센서부에서 출력된 모션 데이터를 이용하여 작동부 명령을 생성하는 비행제어 컴퓨터; 상기 비행제어 컴퓨터에서 생성되는 작동부 명령에 따라, 상기 비행체의 피치축, 롤축, 컬렉티브축 및 요축을 조절하여 상기 로터 작동부를 구동시키는 구동부; 및 상기 구동부가 상기 로터 작동부를 구동시키지 않는 조건에서, 상기 조종사의 조작에 따라 상기 비행체의 피치축, 롤축, 컬렉티브축 및 요축을 조절하여 상기 로터 작동부를 구동시키는 기계식 조종장치;를 포함하여 이루어질 수 있다.According to an aspect of the present invention, there is provided an electronic flight control system having a mechanical steering apparatus as a backup, the electronic flight control system comprising: an electronic steering device for outputting an electric signal in response to an operation of a pilot; A sensor unit for outputting motion data according to the motion of the flying object; A rotor operating part for operating the rotor of the air vehicle; A flight control computer for generating an operating unit command using the electric signal output from the electronic control unit and the motion data output from the sensor unit; A driving unit for controlling the pitch axis, the roll axis, the collective axis, and the yaw axis of the flying object according to an operating unit command generated by the flight control computer to drive the rotor operating unit; And a mechanical steering device for controlling the pitch axis, the roll axis, the collective axis and the yaw axis of the air vehicle according to an operation of the pilot under the condition that the driving portion does not drive the rotor actuating portion to drive the rotor actuating portion .

여기서, 상기 구동부는, 상기 비행체의 피치축, 롤축, 컬렉티브축 및 요축 각각에 2개씩 구비되는 전기식 액츄에이터로 이루어지고, 상기 전기식 액츄에이터는, 상기 비행제어 컴퓨터에서 생성되는 작동부 명령에 따라 변위를 변화시켜 상기 비행체의 피치축, 롤축, 컬렉티브축 및 요축을 조절하는 것을 특징으로 한다.Here, the driving unit may include two electric actuators provided on each of the pitch axis, the roll axis, the collective axis and the yaw axis of the air vehicle, and the electric actuator may be configured to change the displacement according to an operating unit command generated in the flight control computer The pitch axis, the roll axis, the collective axis and the yaw axis of the air vehicle are changed.

여기서, 상기 비행체의 피치축, 롤축, 컬렉티브축 및 요축 각각에 2개씩 구비되는 전기식 액츄에이터 중 어느 하나의 액츄에이터에 고장이 발생하여 특정 위치에 고정되어 있을 경우, 상기 비행제어 컴퓨터는 상기 고장이 발생한 전기식 액츄에이터가 구비된 축에 있는 다른 하나의 전기식 액츄에이터를 제어하여, 상기 고장이 발생한 전기식 액츄에이터와 상기 다른 하나의 전기식 액츄에이터의 변위의 합을 0으로 만듦으로써, 상기 구동부가 상기 로터 작동부를 구동시키지 않는 조건을 설정하는 것을 특징으로 한다.Here, if any one of the actuators of the two electric actuators provided on the pitch axis, the roll axis, the collective axis and the yaw axis of the air vehicle has a failure and is fixed at a specific position, By controlling the other electric actuator in the shaft provided with the electric actuator so that the sum of the displacements of the electric actuator in which the failure occurs and the electric actuator in the other is made to be zero so that the driving part does not drive the rotor actuating part And a condition is set.

또는, 상기 비행제어 컴퓨터가 상기 작동부 명령을 생성할 수 없는 경우, 상기 비행제어 컴퓨터는 고장신호를 생성하여 상기 전기식 액츄에이터에 전송하고, 상기 전기식 액츄에이터가 상기 고장신호를 수신할 경우에는 상기 전기식 액츄에이터의 변위가 0인 중립 위치에 고정됨으로써, 상기 구동부가 상기 로터 작동부를 구동시키지 않는 조건이 설정되는 것을 특징으로 한다.Alternatively, when the flight control computer can not generate the operating unit command, the flight control computer generates and transmits a failure signal to the electric actuator, and when the electric actuator receives the failure signal, Is set to a neutral position in which the displacement of the rotor is fixed to zero so that the drive unit does not drive the rotor operating part.

여기서, 상기 비행체의 피치축, 롤축, 컬렉티브축 및 요축 각각에 2개씩 구비되는 전기식 액츄에이터 중 어느 하나의 액츄에이터에 고장이 발생하여 상기 전기식 액츄에이터의 변위가 0인 중립 위치에 고정되지 못하고 특정 위치에 고정되어 있을 경우, 상기 비행제어 컴퓨터는 상기 고장이 발생한 전기식 액츄에이터가 구비된 축에 있는 다른 하나의 전기식 액츄에이터를 제어하여, 상기 고장이 발생한 전기식 액츄에이터와 상기 다른 하나의 전기식 액츄에이터의 변위의 합을 0으로 만듦으로써, 상기 구동부가 상기 로터 작동부를 구동시키지 않는 조건을 설정하는 것을 특징으로 한다.Here, a failure occurs in any of the actuators of the two electric actuators provided on each of the pitch axis, the roll axis, the collective axis and the yaw axis of the air vehicle, so that the displacement of the electric actuator can not be fixed to the neutral position, The flight control computer controls the other electric actuator on the axis provided with the failed electric actuator so that the sum of the displacements of the failed electric actuator and the other electric actuator is set to 0 Thereby setting a condition that the driving unit does not drive the rotor operating unit.

본 발명은 비행제어 컴퓨터에서 생성되는 작동부 명령을 비행체의 피치축, 롤축, 컬렉티브축 및 요축에 연결된 구동부에 전달하여 상기 구동부가 로터 작동부를 구동시키도록 함과 동시에, 상기 구동부가 상기 로터 작동부를 구동시키지 않는 조건에서는(전자식 비행제어 시스템에 고장이 발생한 경우에 해당) 조종사가 직접 기계식 조종장치를 통해 상기 비행체의 피치축, 롤축, 컬렉티브축 및 요축을 기계적으로 구동시킬 수 있도록 구성되어 있다. 즉, 이러한 본 발명에 의하면, 전자식 비행제어 시스템에 고장이 발생하는 경우라 하더라도, 조종사는 기계식 조종장치를 통해 비행체의 피치축, 롤축, 컬렉티브축 및 요축을 조절하여 로터 작동부를 구동시킬 수 있기 때문에 비행체 및 조종사의 안전을 담보할 수 있게 된다.The present invention relates to a control system for a hybrid vehicle, which transmits an operating unit command generated by a flight control computer to a driving unit connected to a pitch axis, a roll axis, a collective axis and a yaw axis of a flight body so that the driving unit drives the rotor operating unit, The pilot can mechanically drive the pitch axis, the roll axis, the collective axis and the yaw axis of the flight body directly through the mechanical steering device under the condition of not driving the part (in case of failure in the electronic flight control system) . That is, according to the present invention, even if a malfunction occurs in the electronic flight control system, the pilot can drive the rotor operating part by adjusting the pitch axis, the roll axis, the collective axis and the yaw axis of the air vehicle through the mechanical steering device Therefore, it is possible to secure the safety of aviation and pilots.

또한, 본 발명에 의하면 기존 기계식 비행제어 시스템의 전면 수정 없이 본 발명에 따른 비행제어 시스템으로의 개조가 수월하기 때문에, 본 발명에 따른 비행제어 시스템을 구현하는데 소요되는 비용이나 시간을 절약할 수 있게 된다.Further, according to the present invention, it is possible to easily convert a conventional mechanical flight control system into a flight control system according to the present invention without any modification of the front face. Therefore, it is possible to save time and cost required to implement the flight control system according to the present invention do.

도 1은 종래의 기계식 비행제어 시스템을 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 2는 종래의 전자식 비행제어 시스템을 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행제어 시스템을 개략적으로 나타낸 도면이다.1 is a schematic view of a conventional mechanical flight control system.
2 is a schematic view of a conventional electronic flight control system.
3 is a schematic diagram of a flight control system according to an embodiment of the present invention.

이하 첨부한 도면들을 참조하여 본 발명에 따른 기계식 조종장치를 백업으로 갖는 전자식 비행제어 시스템에 대해 상세하게 설명한다. 본 명세서에서 사용되는 기술 용어 및 과학 용어에 있어서 다른 정의가 없다면, 이 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 통상적으로 이해하고 있는 의미를 가지며, 하기의 설명 및 첨부 도면에서 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지 기능 및 구성에 대해서는 그 설명을 생략하기로 한다. 또한, 첨부한 도면들에서 구성요소와 구성요소 간 실선 표시는 기계식 링키지(linkage)를 통한 연결을 의미하고, 구성요소와 구성요소 간 점선 표시는 유선 또는 무선 통신을 통한 연결을 의미한다.DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS An electronic flight control system having a mechanical steering apparatus according to the present invention as a backup will be described in detail with reference to the accompanying drawings. As used herein, unless otherwise defined, technical and scientific terms used herein have the same meaning as commonly understood by one of ordinary skill in the art to which this invention belongs. In the following description and the accompanying drawings, The description of the known functions and configurations that may unnecessarily obscure the detailed description will be omitted. Also, in the accompanying drawings, a solid line between a component and a component means a connection through a mechanical linkage, and a dotted line between a component and a component means a connection through a wired or wireless communication.

본 발명에 대해 상세히 설명하기에 앞서, 도 1 및 도 2를 참고하여 종래의 기계식 비행제어 시스템 및 전자식 비행제어 시스템에 대해 개략적으로 설명하기로 한다. Before describing the present invention in detail, a conventional mechanical flight control system and an electronic flight control system will be schematically described with reference to FIGS. 1 and 2. FIG.

우선, 도 1은 종래의 기계식 비행제어 시스템을 개략적으로 나타낸 도면으로서, 종래의 기계식 비행제어 시스템은 조종사가 기계식 조종장치(50)를 구성하는 사이클릭 스틱(51), 컬렉티브 스틱(52) 및 페달(53)을 조작하면, 이에 따른 조종명령이 기계식 링키지를 통해 액츄에이터부(60)를 구동시키도록 구성되어 있다.FIG. 1 is a schematic view of a conventional mechanical flight control system. In the conventional mechanical flight control system, a pilot controls a cyclic stick 51, a collective stick 52, When the pedal 53 is operated, the control command is configured to drive the actuator unit 60 through the mechanical linkage.

구체적으로, 사이클릭 스틱(51)은 기계식 링키지의 피치축(1) 및 롤축(2)과 연결되어 있고, 컬렉티브 스틱(52)은 기계식 링키지의 컬렉티브축(3)과 연결되어 있으며, 페달(53)은 기계식 링키지의 요축(4)과 연결되어 있다. 이에 따라, 조종사가 사이클릭 스틱(51), 컬렉티브 스틱(52) 및 페달(53)을 조작하면, 이들과 연결된 피치축(1), 롤축(2), 컬렉티브축(3) 및 요축(4)이 조절되면서 액츄에이터부(60)를 구동시킬 수 있게 된다.Concretely, the cyclic stick 51 is connected to the pitch axis 1 and the roll axis 2 of the mechanical linkage, the collective stick 52 is connected to the collective shaft 3 of the mechanical linkage, (53) is connected to the yaw axis (4) of the mechanical linkage. Thus, when the pilot operates the cyclic stick 51, the collective stick 52 and the pedal 53, the pitch axis 1, the roll axis 2, the collective axis 3 and the yaw axis 4) are controlled so that the actuator unit 60 can be driven.

종래의 기계식 비행제어 시스템에서 전기식 액츄에이터(Electronic Actuator; 40)는 피치축(1), 롤축(2), 컬렉티브축(3) 및 요축(4)과 각각 연결되어 있으며, 조종사가 기계식 조종장치(50)를 조작함에 따라 발생하는 조종명령대로 액츄에이터부(60)를 구동시킨다. In the conventional mechanical flight control system, an electric actuator 40 is connected to the pitch axis 1, the roll axis 2, the collective axis 3 and the yaw axis 4, 50 to actuate the actuator unit 60 according to the steering command generated.

또한, 전기식 액츄에이터(40)는 센서부(20)에서 출력되는 비행체의 모션 데이터를 수신하고, 상기 모션 데이터를 이용하여 조종사의 기계식 조종장치(50)의 조작과는 별개로(즉, 제한된 제어권한 내에서) 피치축(1), 롤축(2), 컬렉티브축(3) 및 요축(4)을 조절한다. 이와 같이 전기식 액츄에이터(40)가 제한된 제어권한 내에서 각 축 제어를 수행함에 따라, 조종사가 비행체를 조종할 때 기계식 조종장치(50)에서 발생하는 떨림이 완화될 수 있어 조종사의 조종 편의가 도모될 수 있게 된다.The electric actuator 40 receives the motion data of the airplane outputted from the sensor unit 20 and uses the motion data to control the operation of the pilot's mechanical manipulator 50 separately from the operation of the pilot's mechanical manipulator 50 The pitch axis 1, the roll axis 2, the collective axis 3 and the yaw axis 4 are adjusted. As the electric actuator 40 performs the control of each axis within the limited control range, the tremor generated in the mechanical control device 50 can be alleviated when the pilot controls the airplane, .

다만, 기계식 비행제어 시스템에서는 이러한 전기식 액츄에이터(40)의 제어권한이 매우 제한적이다. 즉, 기계식 비행제어 시스템에서는 어디까지나 조종사가 기계식 조종장치(50)를 조작함에 따라 비행체가 조종되도록 설계되어 있기 때문에, 전기식 액츄에이터(40)는 전체 변위 가능한 범위 중에서 약 10% 정도만, 상기 조종사의 조작과 별개로 액츄에이터부(60)를 구동시킬 수 있는 제어권한을 갖게 된다.However, the control authority of the electric actuator 40 is very limited in the mechanical flight control system. That is, in the mechanical flight control system, since the pilot is designed so that the pilot manipulates the mechanical manipulator 50, the electric actuator 40 can be operated only by about 10% The actuator control unit 60 has a control authority to drive the actuator unit 60 separately.

한편, 도 2는 종래의 전자식 비행제어 시스템을 개략적으로 나타낸 도면으로서, 종래의 전자식 비행제어 시스템은 조종사가 전자식 조종장치(10')를 구성하는 사이클릭 조종 스틱 어셈블리(11') 및 컬렉티브 조종 스틱 어셈블리(12')를 조작하면, 각 어셈블리(11', 12')에서는 조종사의 조작에 반응하여 전기신호를 생성하여 출력한다.FIG. 2 is a schematic view of a conventional electronic flight control system. In the conventional electronic flight control system, a pilot controls the cyclic steering stick assembly 11 'and the collective pilot When the stick assembly 12 'is operated, each assembly 11', 12 'generates and outputs an electric signal in response to the operation of the pilot.

구체적으로, 사이클릭 조종 스틱 어셈블리(11')에서는 조종사의 조작에 반응하여 비행체의 피치, 롤, 요에 관한 전기신호를 비행제어 컴퓨터(30')에 출력하고, 컬렉티브 조종 스틱 어셈블리(12')에서는 조종사의 조작에 반응하여 비행체의 컬렉티브에 관한 전기신호를 비행제어 컴퓨터(30')에 출력한다. 이때, 전자식 조종장치(10')와 비행제어 컴퓨터(30')는 기계식 링키지가 아닌 유선 또는 무선 통신으로 연결된다.Specifically, in the cyclic steering stick assembly 11 ', an electric signal relating to the pitch, roll and yaw of the air vehicle is outputted to the flight control computer 30' in response to the operation of the pilot, and the collective steering stick assembly 12 ' ) Outputs an electric signal relating to the collective of the flying object to the flight control computer 30 'in response to the manipulation of the pilot. At this time, the electronic control unit 10 'and the flight control computer 30' are connected by wire or wireless communication instead of a mechanical linkage.

비행제어 컴퓨터(30')는 전자식 조종장치(10')에서 출력되는 피치, 롤, 요, 컬렉티브에 관한 전기신호를 입력받으며, 또한 센서부(20')에서 출력되는 비행체의 모션 데이터를 입력받는다. 그리고 비행제어 컴퓨터(30')는 입력받은 상기 전기신호 및 상기 모션 데이터를 이용하여 액츄에이터부(60')를 구동시키기 위한 작동부 명령을 생성하며, 액츄에이터부(60')는 상기 작동부 명령에 따라 비행체의 로터(70')를 작동시킴으로써 조종사가 원하는대로 비행체가 조종될 수 있도록 한다.The flight control computer 30 'receives electric signals relating to the pitch, roll, yaw and collective output from the electronic control unit 10' and also inputs motion data of the airplane outputted from the sensor unit 20 ' Receive. The flight control computer 30 'generates an operation unit command for driving the actuator unit 60' using the received electric signal and the motion data, and the actuator unit 60 ' So that the pilot can operate the rotor 70 'to control the pilot as desired.

이와 같이 전자식 비행제어 시스템에서는 액츄에이터부(60')를 구동시키는 제어권한을 전적으로 비행제어 컴퓨터(30')가 갖는다. 따라서, 전자식 비행제어 시스템에 고장이 발생하는 경우(구체적으로, 전자식 조종장치(10'), 센서부(20') 또는 비행제어 컴퓨터(30')에 고장이 발생하는 경우)에는 이를 대체하여 조종사가 비행체를 조종할 수단이 없기 때문에, 비행체 및 조종사의 안전이 담보되기 어렵다는 문제점이 있다.In this way, in the electronic flight control system, the flight control computer 30 'has the control authority to completely drive the actuator unit 60'. Therefore, when a malfunction occurs in the electronic flight control system (specifically, when a malfunction occurs in the electronic control unit 10 ', the sensor unit 20' or the flight control computer 30 '), There is a problem in that the safety of the airplane and the pilots is difficult to be secured because there is no way to control the airplane.

이에 본 발명에서는 종래와 같이 전자식 비행제어 시스템을 통해 조종사가 비행체를 조종할 수 있도록 하되, 전자식 비행제어 시스템에 고장이 발생할 경우에는 이를 대체하여 비행체를 조종할 수 있는 기계식 조종장치를 백업 수단으로서 구비한 비행제어 시스템을 제안한다.Accordingly, in the present invention, when a failure occurs in the electronic flight control system, the pilot controls the pilot by using the electronic flight control system, We propose a flight control system.

도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행제어 시스템을 개략적으로 나타낸 도면으로서, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행제어 시스템은 전자식 조종장치(100), 센서부(200), 비행제어 컴퓨터(300), 구동부(400), 기계식 조종장치(500) 및 로터 작동부(600)를 포함하여 이루어질 수 있다.3 is a schematic view of a flight control system according to an embodiment of the present invention. The flight control system according to an embodiment of the present invention includes an electronic control unit 100, a sensor unit 200, a flight control computer 300, a driving part 400, a mechanical steering device 500, and a rotor operating part 600.

전자식 조종장치(100)는 사이클릭 조종 스틱 어셈블리(110) 및 컬렉티브 조종 스틱 어셈블리(120)로 이루어질 수 있는데, 조종사가 전자식 조종장치(100)를 조작하면 전자식 조종장치(100)에서는 조종사의 조작에 반응하여 전기신호를 생성하여 출력한다.The electronic steering apparatus 100 may include a cyclic steering stick assembly 110 and a collective steering stick assembly 120. When the pilot operates the electronic steering apparatus 100, And generates and outputs an electric signal.

구체적으로, 사이클릭 조종 스틱 어셈블리(110)에서는 조종사의 조작에 반응하여 비행체의 피치, 롤, 요에 관한 전기신호를 비행제어 컴퓨터(300)에 출력하고, 컬렉티브 조종 스틱 어셈블리(120)에서는 조종사의 조작에 반응하여 비행체의 컬렉티브에 관한 전기신호를 비행제어 컴퓨터(300)에 출력한다. 이때, 전자식 조종장치(100)에서 출력되는 전기신호는 유선 또는 무선 통신을 통해 비행제어 컴퓨터(300)에 전달된다.Specifically, in the cyclic pilot stick assembly 110, an electric signal relating to the pitch, roll, and yaw of the flying object is output to the flight control computer 300 in response to the manipulation of the pilot. In the collective pilot stick assembly 120, And outputs an electric signal relating to the collective of the flying object to the flight control computer 300. At this time, the electric signal outputted from the electronic control unit 100 is transmitted to the flight control computer 300 through wired or wireless communication.

센서부(200)는 비행체가 비행하는 중에 일어나는 각종 모션(예를 들어, 비행체의 각속도, 자세, 고도 속도 등)을 감지하여 비행체의 모션 데이터를 출력한다. 센서부(200)는 비행체의 각종 모션을 감지하여 이를 데이터화할 수 있는 다수개의 센서들로 이루어질 수 있으며, 센서부(200)에서 출력되는 비행체의 모션 데이터는 비행제어 컴퓨터(300)에 유선 또는 무선 통신을 통해 전달될 수 있다.The sensor unit 200 senses various motions (e.g., angular velocity, attitude, altitude, etc.) of the flying object during flight, and outputs the motion data of the flying object. The sensor unit 200 may be composed of a plurality of sensors capable of detecting various motions of the air vehicle and converting the motion data into data. The motion data of the air vehicle outputted from the sensor unit 200 may be transmitted to the flight control computer 300 by wire or wireless Can be communicated via communication.

한편, 본 발명에서 비행체는 헬리콥터와 같이 로터(700)의 회전에 의해 비행하는 물체를 의미하며, 여기서 로터(700)는 메인 로터(Main Rotor) 및 테일 로터(Tail Rotor)로 구성될 수 있다. Meanwhile, in the present invention, the flying object means an object flying by the rotation of the rotor 700 like a helicopter, and the rotor 700 may be composed of a main rotor and a tail rotor.

로터(700)는 로터 작동부(600)에 의해 작동되며, 로터 작동부(600)는 상기 메인 로터의 작동을 제어하는 3개의 메인 로터 액츄에이터(Main Rotor Actuator; MRA)와 상기 테일 로터의 작동을 제어하는 1개의 테일 로터 액츄에이터(Tail Rotor Actuator; TRA)로 구성될 수 있다. The rotor 700 is operated by the rotor operating portion 600 and the rotor operating portion 600 includes three main rotor actuators (MRA) for controlling the operation of the main rotors and the operation of the tail rotor (Tail Rotor Actuator (TRA)).

또한, 로터 작동부(600)는 후술하는 구동부(400)에 의해 구동되는데, 이를 위해 구동부(400)와 로터 작동부(600)는 피치축(1000), 롤축(2000), 컬렉티브축(3000) 및 요축(4000)으로 연결되어 있다. 즉, 로터 작동부(600)는 구동부(400)에 의해 구동되고, 로터(700)는 로터 작동부(600)에 의해 작동(회전)되는 것이며, 이러한 동작 관계를 통해 비행체의 비행이 이루어지게 된다.The drive unit 400 and the rotor operation unit 600 may include a pitch axis 1000, a roll axis 2000, a collective axis 3000, And a yaw axis 4000, respectively. That is, the rotor operating part 600 is driven by the driving part 400 and the rotor 700 is operated (rotated) by the rotor operating part 600, .

비행제어 컴퓨터(300)는 전자식 조종장치(100)에서 출력되는 피치, 롤, 요 및 컬렉티브에 관한 전기신호를 입력받으며, 또한 센서부(200)에서 출력되는 비행체의 모션 데이터를 입력받는다. The flight control computer 300 receives electric signals relating to the pitch, roll, yaw and collective output from the electronic control unit 100 and also receives motion data of the airplane output from the sensor unit 200.

그리고 비행제어 컴퓨터(300)는 입력받은 상기 전기신호 및 상기 모션 데이터를 이용하여 로터 작동부(600)를 구동시키기 위한 작동부 명령을 생성하며, 로터 작동부(600)는 상기 작동부 명령에 따라 비행체의 로터(700)를 작동시킴으로써 조종사가 원하는대로 비행체의 조종을 도모한다.Then, the flight control computer 300 generates an operation unit command for driving the rotor operation unit 600 using the received electric signal and the motion data, and the rotor operation unit 600 controls the operation of the rotor operation unit 600 according to the operation unit command By operating the rotor 700 of the airplane, the pilot can steer the airplane as desired.

여기서, 비행제어 컴퓨터(300)가 생성하는 작동부 명령은 상기 전기신호 및 상기 모션 데이터를 비행제어 컴퓨터(300) 내에 미리 저장해놓은 자동 비행제어 알고리즘에 적용시켜 생성할 수 있다. 상기 작동부 명령에는 조종사의 전자식 조종장치(100) 조작에 따른 전기신호뿐 아니라 비행체의 모션 데이터에 따른 조종 보상값도 반영되어 있기 때문에, 비행체 모션에 따른 외란을 상쇄할 수 있고 조종사가 선호하는 반응특성을 구현할 수 있어 조종사의 조종 편의를 도모할 수 있게 된다.Here, the operation unit command generated by the flight control computer 300 may be generated by applying the electric signal and the motion data to an automatic flight control algorithm stored in advance in the flight control computer 300. Since the operation unit command reflects not only the electrical signal generated by the pilot's operation of the electronic control unit 100 but also the steering compensation value corresponding to the motion data of the flying object, the disturbance due to the motion of the airplane can be canceled, Characteristics can be implemented, and pilot control of the pilot can be achieved.

비행제어 컴퓨터(300)에서 생성된 작동부 명령은 비행체의 피치축(1000), 롤축(2000), 컬렉티브축(3000) 및 요축(4000)에 연결된 구동부(400)에 전달된다. 구동부(400)는 상기 작동부 명령에 따라 비행체의 피치축(1000), 롤축(2000), 컬렉티브축(3000) 및 요축(4000)을 조절하여 로터 작동부(600)를 구동시킨다. The operating unit commands generated in the flight control computer 300 are transmitted to the driving unit 400 connected to the pitch axis 1000, the roll axis 2000, the collective axis 3000 and the yaw axis 4000 of the air vehicle. The driving unit 400 controls the pitch axis 1000, the roll axis 2000, the collective axis 3000 and the yaw axis 4000 of the air vehicle to drive the rotor operation unit 600 according to the operation unit command.

여기서 구동부(400)는 비행제어 컴퓨터(300)에서 생성된 작동부 명령대로 로터 작동부(60)를 구동시켜야 하기 때문에, 도 1에 나타낸 기계식 비행제어 시스템에 이용되는 전기식 액츄에이터(40)와는 달리 전 범위의 제어권한을 가져야 한다. 즉, 구동부(400)는 상기 작동부 명령에 따라 비행체의 피치축(1000), 롤축(2000), 컬렉티브축(3000) 및 요축(4000)을 조절하기 위해서 전체 변위 가능한 범위에서 동작되도록 설계될 필요가 있다.Since the driving unit 400 drives the rotor operation unit 60 according to the operation unit command generated in the flight control computer 300, unlike the electric actuator 40 used in the mechanical flight control system shown in FIG. 1, You must have control over the scope. That is, the driving unit 400 is designed to be operated in a range in which the pitch axis 1000, the roll axis 2000, the collective axis 3000, and the yaw axis 4000 of the air vehicle are adjusted in a fully displaceable range There is a need.

구동부(400)는 비행체의 피치축(1000), 롤축(2000), 컬렉티브축(3000) 및 요축(4000) 각각에 2개씩 구비(총 8기가 구비됨)되는 전기식 액츄에이터(Electronic Actuator; EA)로 이루어질 수 있으며, 각각의 전기식 액츄에이터는 비행제어 컴퓨터(300)에서 생성되는 작동부 명령에 따라 변위를 조절하여 비행체의 피치축(1000), 롤축(2000), 컬렉티브축(3000) 및 요축(4000)을 조절한다.The driving unit 400 includes an electronic actuator (EA) having two units (eight units in total) provided on each of the pitch axis 1000, the roll axis 2000, the collective axis 3000 and the yaw axis 4000 of the air vehicle. Each of the electric actuators controls the pitch axis 1000, the roll axis 2000, the collective axis 3000, and the yaw axis 3000 of the flight body by adjusting the displacement according to an operation unit command generated in the flight control computer 300 4000).

이때, 비행체의 피치축(1000), 롤축(2000), 컬렉티브축(3000) 및 요축(4000) 중 어느 하나의 축에 구비되는 2개의 전기식 액츄에이터는 서로 직렬로 연결되도록 구성하고, 2개의 전기식 액츄에이터는 각각 50%씩의 제어권한을 나누어 갖도록 구성하는 것이 바람직하다. 예를 들어, 구동부(400)가 비행제어 컴퓨터(300)에서 생성된 작동부 명령에 따라 비행체의 피치축(1000)을 상방향(즉, 구동부(400)에서 로터 작동부(600) 방향)으로 20mm만큼 조절해야 할 경우, 피치축(1000)에 서로 직렬 연결된 2개의 전기식 액츄에이터 각각이, 변위가 0인 중립 위치로부터 상방향으로 10mm 떨어진 지점에 위치하도록 구성할 수 있는 것이다.At this time, the two electric actuators provided on any one axis of the pitch axis 1000, the roll axis 2000, the collective axis 3000 and the yaw axis 4000 of the air vehicle are connected to each other in series, It is preferable that the actuators are each configured to have a control authority of 50% each. For example, when the driving unit 400 rotates the pitch axis 1000 of the flying object upward (that is, in the direction of the driving unit 600 from the driving unit 400) in accordance with the operating unit command generated in the flight control computer 300 Each of the two electric actuators connected in series with each other on the pitch axis 1000 can be configured to be located at a position 10 mm away from the neutral position where the displacement is zero.

이와 같이 비행체의 각 축에 2개씩의 전기식 액츄에이터가 구비되도록 구성함으로써, 후술하는 바와 같이 각 축에 구비되는 2개의 전기식 액츄에이터 중 어느 하나의 액츄에이터에 고장이 발생하는 경우(즉, 특정 위치에 고정된 채 변위 조절이 불가한 상태에 놓이는 경우)라 하더라도, 그 고장에 따른 위험에서 간단하고 신속하게 벗어날 수 있게 된다.As described above, in the case where a failure occurs in any one of the two electric actuators provided on the respective axes (that is, when the actuator is fixed to a specific position Even when the displacement adjustment is impossible), it is possible to easily and quickly escape from the danger due to the failure.

또한, 비행제어 컴퓨터(300)에서 생성되는 작동부 명령을 구동부(400)에 전송하여, 구동부(400)로 하여금 로터 작동부(600)를 구동시키도록 구성함으로써, 종래 기계식 비행제어 시스템의 전면 수정 없이 본 발명에 따른 비행제어 시스템으로의 개조를 수월하게 진행할 수 있으며, 이에 따라 본 발명에 따른 비행제어 시스템을 구현하는데 소요되는 비용이나 시간을 절약할 수 있고, 전혀 새로운 방식의 전자식 비행제어 시스템을 개발하는 경우에 발생할 수 있는 리스크를 최소화할 수 있게 된다.In addition, by transmitting the operating unit command generated in the flight control computer 300 to the driving unit 400 and driving the driving unit 400 to drive the rotor operating unit 600, Therefore, it is possible to reduce the cost and time required to implement the flight control system according to the present invention, and to provide a completely new electronic flight control system It is possible to minimize the risk that may arise in the case of development.

상술한 바와 같이, 전자식 비행제어 시스템에 고장이 발생하는 경우에는 이를 대체할 조종 장치를 백업으로 구비하여 둠으로써 비행체 및 조종사의 안전을 동시에 담보할 것이 요구된다. 이를 위해, 본 발명에서는 종래 기계식 비행제어 시스템의 기계식 조종장치(500)를 전자식 비행제어 시스템의 백업 조종 장치로 구비하는 방안을 제안한다.As described above, when a malfunction occurs in the electronic flight control system, it is required that the pilot and the pilot are secured at the same time by providing a backup device as an alternative to the pilot. To this end, the present invention proposes a method of providing a mechanical control device 500 of a mechanical flight control system as a backup control device of an electronic flight control system.

기계식 조종장치(500)는 사이클릭 스틱(510), 컬렉티브 스틱(520) 및 페달(530)로 구성되며, 여기서 사이클릭 스틱(510)은 기계식 링키지의 피치축(1000) 및 롤축(2000)과 연결되고, 컬렉티브 스틱(520)은 기계식 링키지의 컬렉티브축(3000)과 연결되며, 페달(530)은 기계식 링키지의 요축(4000)과 연결된다. The mechanical steering device 500 comprises a cyclic stick 510, a collective stick 520 and a pedal 530, wherein the cyclic stick 510 comprises a pitch axis 1000 and a roll axis 2000 of a mechanical linkage, The collective stick 520 is connected to the collective axis 3000 of the mechanical linkage and the pedal 530 is connected to the yaw axis 4000 of the mechanical linkage.

다만, 종래의 기계식 비행제어 시스템에서는 상술한 바와 같이 전기식 액츄에이터(40)가 단지 제한된 제어권한(Limited Authority)만을 갖도록 구성되나, 본 발명에서 구동부(400)는 비행제어 컴퓨터(300)에서 생성되는 작동부 명령을 그대로 실행하여야 하기 때문에 전 범위의 제어권한(Fully Authority)을 갖도록 구성된다. However, in the conventional mechanical flight control system, as described above, the electric actuator 40 is configured to have only a limited limited authority. However, in the present invention, the driving unit 400 includes the operation Since the subcommand must be executed as it is, it is configured to have full scope of authority (Fully Authority).

하지만 구동부(400)를 구성하는 전기식 액츄에이터가 특정 위치에 고정된 채 변위 조절이 불가한 상태에 놓이는 경우 등 전기식 액츄에이터에 고장이 발생하는 경우라든지, 전자식 조종장치(100), 센서부(200) 또는 비행제어 컴퓨터(300)에 고장이 발생하여 비행제어 컴퓨터가 작동부 명령을 생성할 수 없는 경우에는, 구동부(400)의 구동량을 0으로 만들어(보다 구체적으로는, 구동부를 구성하는 다수의 전기식 액츄에이터의 변위의 합을 0으로 만듦) 구동부(400)가 로터 작동부(600)를 구동시키지 않는 조건을 설정하고, 이에 따라 조종사로 하여금 전자식 조종장치(100)가 아닌 기계식 조종장치(500)를 통해 비행체를 조종할 수 있도록 하는 것이 바람직하다.However, in the case where a malfunction occurs in the electric actuator such as the case where the electric actuator constituting the driving unit 400 is fixed at a specific position and the displacement can not be adjusted, or the electric actuator 100, the sensor unit 200, When a failure occurs in the flight control computer 300 and the flight control computer can not generate an operation unit command, the drive amount of the drive unit 400 is made zero (more specifically, The sum of the displacements of the actuators is made to be zero), the driver 400 sets the conditions for not driving the rotor actuating part 600, so that the pilot sets the mechanical actuating device 500 It is desirable to be able to steer the air vehicle through.

이하에서는, 구동부(400)가 로터 작동부(600)를 구동시키지 않는 조건이 설정되는 실시예에 대해 설명하기로 하며, 이는 전자식 조종장치(100), 센서부(200), 비행제어 컴퓨터(300) 또는 구동부(400)에 고장이 발생할 경우, 조종사가 기계식 조종장치(500)를 통해 안전하고 신속하게 대처할 수 있도록 하기 위함이다. Hereinafter, an embodiment in which the driving unit 400 does not drive the rotor operation unit 600 will be described. The electronic control unit 100, the sensor unit 200, the flight control computer 300 Or when a failure occurs in the driving unit 400, the pilot can cope safely and quickly through the mechanical control unit 500. [

우선, 전기식 액츄에이터는 상술한 바와 같이 비행체의 피치축(1000), 롤축(2000), 컬렉티브축(3000) 및 요축(4000) 각각에 2개씩 구비될 수 있는데, 이 중 어느 하나의 전기식 액츄에이터(예를 들어, 롤축(2000)에 있는 2개의 전기식 액츄에이터 중 어느 하나의 전기식 액츄에이터)에 고장이 발생하여 특정 위치에 고정된 채 변위 조절이 불가한 상태가 되면, 상기 고장이 발생한 전기식 액츄에이터는 비행제어 컴퓨터(300)에서 생성되는 작동부 명령에 따라 축 조절(예를 들어, 롤축(2000) 조절)을 수행할 수 없기 때문에, 구동부(400) 전체가 로터 작동부(600)를 구동시키지 않도록 하여야 한다. As described above, two electric actuators may be provided for each of the pitch axis 1000, the roll axis 2000, the collective axis 3000 and the yaw axis 4000 of the air vehicle. One of the electric actuators For example, when a failure occurs in any one of the two electric actuators in the roll axis 2000 and the displacement is not adjustable while being fixed at a specific position, It is not possible to perform the axis adjustment (for example, the roll axis 2000 adjustment) according to the operation unit command generated in the computer 300, so that the entire driving unit 400 should not drive the rotor operation unit 600 .

비행제어 컴퓨터(300)와 전기식 액츄에이터는 유선 또는 무선 통신에 의해 연결될 수 있으며, 이에 따라 비행제어 컴퓨터(300)는 전기식 액츄에이터의 고장 발생을 감지할 수 있고, 전기식 액츄에이터의 동작 제어도 가능하다. The flight control computer 300 and the electric actuator can be connected by wire or wireless communication so that the flight control computer 300 can detect the occurrence of a failure of the electric actuator and control the operation of the electric actuator.

예를 들어, 비행제어 컴퓨터(300)가 롤축(2000)에 있는 2개의 전기식 액츄에이터 중 어느 하나의 전기식 액츄에이터가 특정 위치(예를 들어, 변위가 0인 중립 위치를 기준으로 -10mm인 위치)에 고정된 채 움직임이 없음을 감지할 경우에는, 상기 롤축(2000)에 있는 다른 하나의 전기식 액츄에이터를 제어하여, 상기 고장이 발생한 전기식 액츄에이터와 상기 다른 하나의 전기식 액츄에이터의 변위의 합을 0으로 만듦(예를 들어, 상기 다른 하나의 전기식 액츄에이터의 변위를 중립 위치를 기준으로 10mm인 위치로 제어함)으로써, 구동부(400)가 로터 작동부(600)를 구동시키지 않는 조건을 설정할 수 있다. 이와 함께, 비행제어 컴퓨터(300)는 피치축(1000), 컬렉티브축(3000) 및 요축(4000)에 있는 2개의 전기식 액츄에이터에 대하여, 그 전기식 액츄에이터의 변위를 모두 상기 중립 위치에 고정되도록 제어함으로써(즉, 각 축에 있는 2개의 전기식 액츄에이터의 변위의 합을 모두 0으로 만듦), 구동부(400)가 로터 작동부(600)를 구동시키지 않는 조건을 설정할 수 있다. For example, if the flight control computer 300 determines that one of the two electrical actuators in the roll axis 2000 is in a particular position (e.g., a position at -10 mm relative to a neutral position with a displacement of zero) If it is detected that there is no movement while being fixed, the other electric actuator in the roll axis 2000 is controlled to make the sum of displacements of the electric actuator in which the failure occurs and the other electric actuator to zero For example, the displacement of the other electric actuator is controlled to a position of 10 mm with respect to the neutral position), thereby setting a condition that the driving unit 400 does not drive the rotor operation unit 600. At the same time, the flight control computer 300 controls the two electric actuators in the pitch axis 1000, the collective axis 3000 and the yaw axis 4000 so that all displacements of the electric actuators are fixed at the neutral position (That is, making the sum of the displacements of the two electric actuators in each axis all zero), the condition that the driving section 400 does not drive the rotor operating section 600 can be set.

이와 같이 구동부(400)가 로터 작동부(600)를 구동시키지 않는 조건이 설정되면, 비행제어 컴퓨터(300)에서는 더 이상의 작동부 명령 생성이 중단되게 되고, 이후에는 기계식 조종장치(500)를 통한 기계식 조종만이 가능해지게 된다. 즉, 조종사는 전자식 조종장치(100) 대신 기계식 조종장치(500)를 조작하여, 비행체의 피치축(1000), 롤축(2000), 컬렉티브축(3000) 및 요축(4000)을 조절할 수 있으며, 이 경우에는 구동부(400)가 아닌 상기 피치축(1000), 롤축(2000), 컬렉티브축(3000) 및 요축(4000)이 로터 작동부(600)를 직접적으로 구동시키게 된다.When the condition that the driving unit 400 does not drive the rotor operation unit 600 is set as described above, the flight control computer 300 stops generating the operation unit command further, Only mechanical control becomes possible. That is, the pilot can control the pitch axis 1000, the roll axis 2000, the collective axis 3000 and the yaw axis 4000 of the air vehicle by operating the mechanical steering device 500 instead of the electronic steering device 100, In this case, the pitch axis 1000, the roll axis 2000, the collective axis 3000, and the yaw axis 4000, rather than the driving unit 400, directly drive the rotor operation unit 600.

한편, 비행제어 컴퓨터(300)와 전자식 조종장치(100) 간 통신이 단절된 경우, 비행제어 컴퓨터(300)와 센서부(200) 간 통신이 단절된 경우, 전자식 조종장치(100), 센서부(200) 또는 비행제어 컴퓨터(300) 자체에 문제가 발생한 경우 등과 같이, 비행제어 컴퓨터(300)가 작동부 명령을 생성할 수 없는 경우에는, 비행제어 컴퓨터(300)는 그 내부에 미리 설정해놓은 프로그램에 따라 고장신호를 생성하여 구동부(400)를 구성하는 각각의 전기식 액츄에이터에 상기 고장신호를 전송할 수 있다.When the communication between the flight control computer 300 and the electronic control unit 100 is disconnected and the communication between the flight control computer 300 and the sensor unit 200 is disconnected, the electronic control unit 100, the sensor unit 200 When the flight control computer 300 can not generate an operating unit command, such as when a problem occurs in the flight control computer 300 itself or when a problem occurs in the flight control computer 300 itself, The failure signal can be generated and the failure signal can be transmitted to each of the electric actuators constituting the driving unit 400.

전기식 액츄에이터가 상기 고장신호를 수신할 경우에는, 전기식 액츄에이터는 그 변위가 0인 중립 위치에 고정됨으로써 구동부(400)가 로터 작동부(600)를 구동시키지 않는 조건이 설정될 수 있다.When the electric actuator receives the failure signal, the electric actuator may be set to a condition that the actuator 400 is not driven by the rotor 400 by being fixed at the neutral position where the displacement is zero.

이때, 만일 비행제어 컴퓨터(300)가 예를 들어 롤축(2000)에 있는 2개의 전기식 액츄에이터 중 어느 하나의 전기식 액츄에이터가 특정 위치(예를 들어, 변위가 0인 중립 위치를 기준으로 -10mm인 위치)에 고정된 채 움직임이 없음을 감지할 경우에는, 상기 롤축(2000)에 있는 다른 하나의 전기식 액츄에이터를 제어하여, 상기 고장이 발생한 전기식 액츄에이터와 상기 다른 하나의 전기식 액츄에이터의 변위의 합을 0으로 만듦(예를 들어, 상기 다른 하나의 전기식 액츄에이터의 변위를 중립 위치를 기준으로 10mm인 위치로 제어함)으로써, 구동부(400)가 로터 작동부(600)를 구동시키지 않는 조건을 설정할 수 있다.At this time, if the flight control computer 300 determines that any one of the two electric actuators in the roll axis 2000 is located at a specific position (for example, at a position of -10 mm relative to the neutral position with a displacement of 0 , It controls the other electric actuator in the roll axis 2000 so that the sum of the displacements of the electric actuator in which the failure occurs and the other electric actuator is set to 0 (For example, by controlling the displacement of the other electric actuator to a position of 10 mm with respect to the neutral position), it is possible to set a condition that the driving unit 400 does not drive the rotor operation unit 600.

이와 같이 구동부(400)가 로터 작동부(600)를 구동시키지 않는 조건이 설정되면, 비행제어 컴퓨터(300)에서는 더 이상의 작동부 명령 생성이 중단되게 되고, 이후에는 기계식 조종장치(500)를 통한 기계식 조종만이 가능해지게 된다. 즉, 조종사는 전자식 조종장치(100) 대신 기계식 조종장치(500)를 조작하여, 비행체의 피치축(1000), 롤축(2000), 컬렉티브축(3000) 및 요축(4000)을 조절할 수 있으며, 이 경우에는 구동부(400)가 아닌 상기 피치축(1000), 롤축(2000), 컬렉티브축(3000) 및 요축(4000)이 로터 작동부(600)를 직접적으로 구동시키게 된다.When the condition that the driving unit 400 does not drive the rotor operation unit 600 is set as described above, the flight control computer 300 stops generating the operation unit command further, Only mechanical control becomes possible. That is, the pilot can control the pitch axis 1000, the roll axis 2000, the collective axis 3000 and the yaw axis 4000 of the air vehicle by operating the mechanical steering device 500 instead of the electronic steering device 100, In this case, the pitch axis 1000, the roll axis 2000, the collective axis 3000, and the yaw axis 4000, rather than the driving unit 400, directly drive the rotor operation unit 600.

이상에서 살펴본 바와 같이, 본 발명에 의하면 전자식 비행제어 시스템에 고장이 발생하는 경우라 하더라도, 조종사는 기계식 조종장치를 통해 비행체의 피치축(1000), 롤축(2000), 컬렉티브축(3000) 및 요축(4000)을 조절하여 로터 작동부(600)를 구동시킬 수 있기 때문에 비행체 및 조종사의 안전을 담보할 수 있게 된다.As described above, according to the present invention, even if a malfunction occurs in the electronic flight control system, the pilot can control the pitch axis 1000, the roll axis 2000, the collective axis 3000, Since the yaw axis 4000 is controlled to drive the rotor operation unit 600, it is possible to secure the safety of the flying body and the pilot.

이상에서 기술한 실시예들은 모든 면에서 예시적인 것이며 한정적인 것이 아닌 것으로 이해해야만 한다. 본 발명의 범위는 상기 발명의 설명보다는 후술하는 청구범위에 의하여 나타내어지며, 청구범위의 의미와 범위, 그리고 그 등가개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태는 본 발명의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 한다.It should be understood that the above-described embodiments are illustrative in all aspects and not restrictive. The scope of the present invention is defined by the appended claims rather than the description of the invention, and all changes or modifications derived from the meaning and scope of the claims and their equivalents are to be construed as being included within the scope of the present invention do.

100: 전자식 조종장치
200: 센서부
300: 비행제어 컴퓨터
400: 구동부
500: 기계식 조종장치
600: 로터 작동부
700: 로터
1000: 피치축
2000: 롤축
3000: 컬렉티브축
4000: 요축100: Electronic control device
200:
300: flight control computer
400:
500: Mechanical controls
600: rotor operating part
700: Rotor
1000: pitch axis
2000: Roll axis
3000: Collective axis
4000: Yodo

Claims (5)

조종사의 조작에 반응하여 전기신호를 출력하는 전자식 조종장치;
비행체의 모션에 따른 모션 데이터를 출력하는 센서부;
상기 비행체의 로터를 작동시키는 로터 작동부;
상기 전자식 조종장치에서 출력된 전기신호와 상기 센서부에서 출력된 모션 데이터를 이용하여 작동부 명령을 생성하는 비행제어 컴퓨터;
상기 비행제어 컴퓨터에서 생성되는 작동부 명령에 따라, 상기 비행체의 피치축, 롤축, 컬렉티브축 및 요축을 조절하여 상기 로터 작동부를 구동시키는 구동부; 및
상기 구동부가 상기 로터 작동부를 구동시키지 않는 조건에서, 상기 조종사의 조작에 따라 상기 비행체의 피치축, 롤축, 컬렉티브축 및 요축을 조절하여 상기 로터 작동부를 구동시키는 기계식 조종장치;를 포함하는, 기계식 조종장치를 백업으로 갖는 전자식 비행제어 시스템.
An electronic steering device for outputting an electric signal in response to an operation of a pilot;
A sensor unit for outputting motion data according to the motion of the flying object;
A rotor operating part for operating the rotor of the air vehicle;
A flight control computer for generating an operating unit command using the electric signal output from the electronic control unit and the motion data output from the sensor unit;
A driving unit for controlling the pitch axis, the roll axis, the collective axis, and the yaw axis of the flying object according to an operating unit command generated by the flight control computer to drive the rotor operating unit; And
And a mechanical control device for controlling the pitch axis, the roll axis, the collective axis and the yaw axis of the flying object in accordance with the operation of the pilot under the condition that the driving portion does not drive the rotor operating portion, An electronic flight control system having a control device as backup.
제1항에 있어서,
상기 구동부는, 상기 비행체의 피치축, 롤축, 컬렉티브축 및 요축 각각에 2개씩 구비되는 전기식 액츄에이터로 이루어지고,
상기 전기식 액츄에이터는, 상기 비행제어 컴퓨터에서 생성되는 작동부 명령에 따라 변위를 변화시켜 상기 비행체의 피치축, 롤축, 컬렉티브축 및 요축을 조절하는 것을 특징으로 하는, 기계식 조종장치를 백업으로 갖는 전자식 비행제어 시스템.
The method according to claim 1,
Wherein the driving unit comprises two electric actuators each including two pitch axes, a roll axis, a collective axis and a yaw axis of the air vehicle,
Characterized in that the electric actuator adjusts the pitch axis, the roll axis, the collective axis and the yaw axis of the airplane by changing the displacement according to an operating unit command generated in the flight control computer, Flight control system.
제2항에 있어서,
상기 비행체의 피치축, 롤축, 컬렉티브축 및 요축 각각에 2개씩 구비되는 전기식 액츄에이터 중 어느 하나의 액츄에이터에 고장이 발생하여 특정 위치에 고정되어 있을 경우,
상기 비행제어 컴퓨터는 상기 고장이 발생한 전기식 액츄에이터가 구비된 축에 있는 다른 하나의 전기식 액츄에이터를 제어하여, 상기 고장이 발생한 전기식 액츄에이터와 상기 다른 하나의 전기식 액츄에이터의 변위의 합을 0으로 만듦으로써, 상기 구동부가 상기 로터 작동부를 구동시키지 않는 조건을 설정하는 것을 특징으로 하는, 기계식 조종장치를 백업으로 갖는 전자식 비행제어 시스템.
3. The method of claim 2,
When a failure occurs in any one of the electric actuators provided on the pitch axis, the roll axis, the collective axis and the yaw axis of the air vehicle,
Wherein the flight control computer controls another electric actuator on the axis provided with the failed electric actuator to make the sum of the displacements of the failed electric actuator and the other electric actuator zero, Wherein the electronic control unit sets a condition that the driving unit does not drive the rotor operating unit.
제2항에 있어서,
상기 비행제어 컴퓨터가 상기 작동부 명령을 생성할 수 없는 경우, 상기 비행제어 컴퓨터는 고장신호를 생성하여 상기 전기식 액츄에이터에 전송하고,
상기 전기식 액츄에이터가 상기 고장신호를 수신할 경우에는 상기 전기식 액츄에이터의 변위가 0인 중립 위치에 고정됨으로써, 상기 구동부가 상기 로터 작동부를 구동시키지 않는 조건이 설정되는 것을 특징으로 하는, 기계식 조종장치를 백업으로 갖는 전자식 비행제어 시스템.
3. The method of claim 2,
When the flight control computer can not generate the operating unit command, the flight control computer generates and transmits a failure signal to the electric actuator,
Characterized in that when the electric actuator receives the fault signal, a condition is established in which the drive unit is not driven by the electric actuator being fixed at a neutral position where the displacement of the electric actuator is zero. The electronic flight control system.
제4항에 있어서,
상기 비행체의 피치축, 롤축, 컬렉티브축 및 요축 각각에 2개씩 구비되는 전기식 액츄에이터 중 어느 하나의 액츄에이터에 고장이 발생하여 상기 전기식 액츄에이터의 변위가 0인 중립 위치에 고정되지 못하고 특정 위치에 고정되어 있을 경우,
상기 비행제어 컴퓨터는 상기 고장이 발생한 전기식 액츄에이터가 구비된 축에 있는 다른 하나의 전기식 액츄에이터를 제어하여, 상기 고장이 발생한 전기식 액츄에이터와 상기 다른 하나의 전기식 액츄에이터의 변위의 합을 0으로 만듦으로써, 상기 구동부가 상기 로터 작동부를 구동시키지 않는 조건을 설정하는 것을 특징으로 하는, 기계식 조종장치를 백업으로 갖는 전자식 비행제어 시스템.5. The method of claim 4,
A failure occurs in any one of the electric actuators provided on each of the pitch axis, the roll axis, the collective axis and the yaw axis of the air vehicle, so that the displacement of the electric actuator can not be fixed to the neutral position, If so,
Wherein the flight control computer controls another electric actuator on the axis provided with the failed electric actuator to make the sum of the displacements of the failed electric actuator and the other electric actuator zero, Wherein the electronic control unit sets a condition that the driving unit does not drive the rotor operating unit.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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JP2011143747A (en) * 2010-01-12 2011-07-28 Nabtesco Corp Flight control system

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