KR20200025891A - 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 및 안정성 향상을 위한 제어방법 - Google Patents
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Abstract
항공기의 예측되는 각가속도를 출력으로 발생시키는 제1 모드 제어 단계, 각가속도 측정값을 출력으로 발생시키는 제2 모드 제어 단계, 제1 모드 제어 단계의 예측되는 각가속도와 제2 모드 제어 단계의 측정되는 각가속도간의 오차를 계산하는 각가속도 오차 계산 단계, 추가적인 증강이득을 결정하여 각가속도간의 오차에 적용하는 추가 제어이득 설계 단계, 추가적인 이득의 적용 후에 증강의 양을 제한하는 단계 및 증강의 양이 제한된 각가속도간의 오차를 제1 모드 제어단계에 합산하는 단계를 포함하는 비행 중 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 확보를 위한 제어방법이 제공될 수 있다.
본 발명에 따른 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 안정성 확보를 위한 제어방법은 무게중심의 위치정보를 반영하여 추정된 각가속도와 실제 센서로부터 측정되는 각가속도 오차에 따라 증강이득을 결정할 수 있으므로 무게중심의 오차 및 무게중심 센서의 고장이 발생하더라도 비행성 및 안정성을 확보할 수 있는 효과가 있다.
본 발명에 따른 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 안정성 확보를 위한 제어방법은 무게중심의 위치정보를 반영하여 추정된 각가속도와 실제 센서로부터 측정되는 각가속도 오차에 따라 증강이득을 결정할 수 있으므로 무게중심의 오차 및 무게중심 센서의 고장이 발생하더라도 비행성 및 안정성을 확보할 수 있는 효과가 있다.
Description
본 발명은 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 및 안정성 향상을 위한 제어방법에 관한 것이며, 보다 상세하게는 변화하는 항공기의 무게중심 위치에 대처하여 추가적인 증강 알고리즘을 제어에 반영하기 위한 제어 방법에 관한 것이다.
항공기는 운행 중에 연료의 소비 및 무장의 사용 등과 같은 여러 요인에 의해 무게중심의 위치가 변화하게 된다. 이러한 무게중심의 변화는 비행성을 저하시키고, 조종사가 원하는 기동과 실제 항공기의 기동에는 차이가 발생시키게 된다.
종래기술로서 항공기의 무게중심의 변화를 최소화하기 위하여 소프트웨어를 이용하여 연료 이송을 제어하는 기술이 적용되고 있다. 연료 이송을 제어하는 기술은 항공기 내부에 분산 배치되어 있는 연료통의 연료량을 적절히 통제하여 무게중심의 이동을 최소화하는 기술이다. 이러한 기존의 무게중심의 변화를 최소화하기 위한 기술로서 대한민국 등록특허 제1,445,221호가 개시되어 있다.
그러나 종래기술은 비행 중 변화하는 무게중심 이동에 대처하여 균열힌 비행성을 제공할 수 없으며, 연료계통의 고장/오조작 등에 의해 무게중심의 위치가 제한된 범위를 벗어난 경우에는 비행성 및 안정성을 확보하지 못하는 문제점이 있었다.
본 발명은 비행 중 제한된 범위내에서 변화하는 무게중심, 연료계통의 고장/오조작 등에 의해 무게중심의 위치가 제한된 범위를 벗어난 경우에 대처하여 항공기의 균일한 비행성을 제공하고 안정성을 만족할 수 있는 제어방법을 제공하는 것에 그 목적이 있다.
상기 과제의 해결 수단으로서, 항공기의 운동 모델을 기반으로 예측된 각가속도(
)를 출력으로 발생시키는 제1 모드 제어 단계, 각가속도 센서 또는 항공기의 상태 정보로부터 직접 측정된 각가속도(
)를 출력으로 발생시키는 제2 모드 제어 단계, 두 각가속도 정보의 오차를 산출하고 평가하는 단계(
), 추가적인 증강 알고리즘의 제어 이득 설계 단계(
), 비행제어시스템 안정성을 고려하여 증강의 양을 제한하는 제한 단계, 계산된 증강 알고리즘(
)을 제1 모드 제어 단계에 합산하는 단계(
)로, 비행 중 변화하는 무게중심에 대처하여 항공기에 균일한 비행성을 제공하고 안정성을 확보를 위한 제어방법이 제공될 수 있다.
여기서, 추가적인 증강 알고리즘의 제어이득 설계 및 제한 단계는 두 각가속도 정보의 오차의 크기에 따라 가변적으로 설계하여 증강의 양을 조절함으로써 무게중심 센서의 정상 및 결함 상황에 대처할 수 있다.
본 발명에 따른 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 및 안정성 확보를 위한 제어방법은 계산된 각가속도와 측정된 각가속도의 오차를 계산하여 추가적인 증강 알고리즘을 설계하여 보상함으로써 비행중의 무게중심 오차 및 무게중심 센서의 고장이 발생하더라도 비행성 및 안정성을 확보할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 항공기의 비행 중 무게중심의 변화에 대한 항공기의 정안정성(Static Margin, SM) 영향성의 개념을 나타낸 도면이다.
도 2는 항공기의 무게중심 변화에 영향을 미치는 원인 및 연료 관리를 통해 무게중심을 일정 범위내로 유지하는 설계 개념도이다.
도 3은 본 발명에 따른 제1 실시예의 순서도이다.
도 4는 본 발명에 따른 제어 시스템의 블록선도이다.
도 5는 본 발명에 따른 다른 실시예의 제어 시스템의 블록선도이다.
도 2는 항공기의 무게중심 변화에 영향을 미치는 원인 및 연료 관리를 통해 무게중심을 일정 범위내로 유지하는 설계 개념도이다.
도 3은 본 발명에 따른 제1 실시예의 순서도이다.
도 4는 본 발명에 따른 제어 시스템의 블록선도이다.
도 5는 본 발명에 따른 다른 실시예의 제어 시스템의 블록선도이다.
이하, 본 발명의 실시 예에 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 및 안정성 향상을 위한 제어방법에 대하여, 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명한다. 그리고 이하의 실시예의 설명에서 각각의 구성요소의 명칭은 당업계에서 다른 명칭으로 호칭될 수 있다. 그러나 이들의 기능적 유사성 및 동일성이 있다면 변형된 실시예를 채용하더라도 균등한 구성으로 볼 수 있다. 또한 각각의 구성요소에 부가된 부호는 설명의 편의를 위하여 기재된다. 그러나 이들 부호가 기재된 도면상의 도시 내용이 각각의 구성요소를 도면내의 범위로 한정하지 않는다. 마찬가지로 도면상의 구성을 일부 변형한 실시예가 채용되더라도 기능적 유사성 및 동일성이 있다면 균등한 구성으로 볼 수 있다. 또한 당해 기술 분야의 일반적인 기술자 수준에 비추어 보아, 당연히 포함되어야 할 구성요소로 인정되는 경우, 이에 대하여는 설명을 생략한다.
이하에서는 도 1 및 도 2를 참조하여 항공기의 무게중심의 변화에 대한 영향성에 대하여 설명하도록 한다.
도 1은 항공기의 비행 중 무게중심의 변화에 대한 항공기의 정안정성(Static Margin, SM) 영향성의 개념이며, 도 2는 항공기의 무게중심 변화에 영향을 미치는 원인 및 연료 관리를 통해 무게중심을 일정 범위내로 유지하는 설계 개념도이다.
전투기의 비행 중 중량의 변화에는 연료소비, 외부무장 발사, 외부 연료탱크 분리, 고받음각(High angle of attack, HAOA)에서의 롤기동 등과 같은 높은 관성(high inertia) 운동으로 인한 연료의 치우침 및 공중 급유 등에 의해 발생하는 항공기의 공력, 무게중심 및 관성의 변화를 들 수 있다. 항공기의 설계시에는 운용에 따른 무게중심의 변화는 무게중심 영역선도(CG envelop)가 정의되며, 무게중심 영역선도에서는 결함이 없는 정상비행상태에서의 전후방 무게중심의 위치 및 무게중심 이동에 대한 증가여유가 반영된다. 이는 중량분포, 안정성 수준, 제조시 발생되는 변동, 계획된 장비의 추가, 유상 하중, 비행자세, 연료 밀도, 고받음각, 롤 및 가속등과 같은 기동에 따른 연료의 치우침과 같은 불확실성 및 운용장착물의 미래 변동가능성을 확보하기 위함이다. 또한, 상당한 무게의 무장(huge store)과 같은 시스템 또는 주요 구성품의 결함 등으로 인해 도달할 수 있는 최대 무게중심의 벗어남(excursions)이 결정된다.
한편, 무게중심의 위치는 비행중 측정되는 다수의 센서로부터 획득된 데이터를 근거로 추정될 수 있다. 이는 항공기의 운용시 VMS(Vehicle Management System) 및 FMS(Fuel Management System)을 통하여 정확도 및 신뢰성 있는 무게중심 정보를 이용함으로서 달성될 수 있다.
이하에서는 도 3 내지 도 4를 참조하여 본 발명에 따른 일 실시예인 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 및 안정성 향상을 위한 제어방법에 대하여 상세히 설명하도록 한다.
도 3은 본 발명에 따른 제1 실시예의 순서도이며, 도 4는 본 발명에 따른 제어 시스템의 블록선도이다.
도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 및 안정성 향상을 위한 제어방법은 제1 모드 제어단계(S100), 제2 모드 제어단계(S200), 각가속도 오차 계산 단계(S300), 추가적인 증강 알고리즘의 제어 이득 설계 단계(S400), 증강의 양을 제한하는 제한 단계(S500), 계산된 증강 알고리즘을 제1 모드 제어 단계에 합산하는 단계(S600)를 포함하여 구성될 수 있다.
제1 모드 제어단계(S100)는 조종사의 조종입력에 따라 항공기의 구동기의 제어입력을 출력으로 발생시키도록 구성된다. 제1 모드 제어단계(S100)는 OBM(On Board Model)을 기반으로 수행되며, OBM에는 항공기의 비행 전 기설정된 다수의 서브제어모델이 포함될 수 있다.
제1 모드 제어단계(S100)는 항공기의 비행중 획득되는 다수의 비행데이터를 근거로하여 서브 제어 모델을 선택하도록 구성될 수 있다. 제1 모드 제어단계(S100)에서는 선택된 항공기 운동 모델을 기반으로 각가속도를 예측하여 출력으로 발생시키게 된다. 여기서 예측된 각가속도는 
가 될 수 있다. 한편, 다수의 서브 제어 모델은 다양한 조건에 의해 선택될 수 있도록 구성될 수 있으므로 이하에서는 무게중심의 위치에 따른 선택에 대하여 설명하고, 다른 조건, 예를들어 비행영역과 같은 조건에 대한 선택사항에 대한 설명은 생략하도록 한다.
도 4를 다시 살펴보면, 제1 모드 제어단계(S100)에서 선택되는 서브 제어 모델은 현재 항공기의 상태에 따라 조종사의 조종입력에 따른 항공기의 기동이 발휘될 수 있도록 구성된다. 구체적으로 다수의 무게중심의 위치에 따라 원하는 기동을 행하기 위해 항공기에 구비된 구동기의 동작량이 달라지게 되며, 이러한 동작량을 결정하여 제어입력으로 발생시키게 된다.
제2 모드 제어 단계(S200)는 각가속도를 측정하도록 구성된다. 제2 모드 제어 단계(S200)는 각가속도 센서 또는 항공기의 상태정보로부터 직접 측정된 각가속도를 출력으로 발생시키게 된다. 여기서, 출력으로서 각가속도는 
가 된다.
각가속도 오차 계산 단계(S300)는 제1 모드 제어 단계(S100) 및 제2 모드 제어 단계(S200)로부터 획득된 각가속도의 차이를 계산하도록 구성된다. 여기서, 예측된 각가속도와 측정된 각가속도간의 오차(
)가 소정범위를 벗어나는 경우 현재 제1 모드 제어 단계(S100)에서 판단하고 있는 무게중심의 위치에 오차가 발생하는 것으로 추정될 수 있다. 무게중심의 오차가 발생되는 것으로 추정되는 경우에는 후술할 증강 알고리즘의 제어 이득 설계 단계(S400) 및 증강의 양을 제한하는 제한 단계(S500)가 수행될 수 있다.
증강 알고리즘의 제어 이득 설계 단계(S400)는 각가속도 오차 계산 단계(S300)로부터 무게중심의 위치에서 오차가 발생하는 것으로 추정되는 경우 비행성을 균일하게 유지하기 위해 각가속도 피드백 신호에 적용되는 증강 알고리즘에서 제어이득(
)을 결정하는 단계에 해당한다. 증강 알고리즘의 제어 이득 설계 단계(S400)는 각가속도 오차의 범위에 따라 추가적인 제어 이득을 설계하게 된다. 결국 잘못 판단된 무게중심의 위치가 제어입력에 미치는 영향을 최소화 할 수 있도록 측정된 각가속도 값과 예측된 각가속도 값의 오차에 따라 각가속도 궤환 값의 이득값이 조절된다.
증강의 양을 제한하는 제한 단계(S500)는 비행제어시스템의 안정성을 고려하여 증강이득의 양을 제한하는 단계이다. 항공기는 각 비행 조건에서 확보해야할 안정성이 있으며, 일 예로, 특정 비행 조건에서 항공기의 주파수 응답에 관한 이득여유와 위상여유가 소정값 이상이 되어야 하며, 이러한 안정성을 만족할 수 있는 한도 내에서 피드백 신호가 증강될 수 있도록 최종값을 제한한다. 증강이득을 제한하는 양은 각 비행조건 및 비행상태에서 만족해야 하는 안정성을 고려하여 비행성능이 유지될 수 있는 한도내로 결정될 수 있으며, 안정성 요구조건을 고려하여 미리 설정된 값들로부터 선택될 수 있다.
계산된 증강 알고리즘을 제1 모드 제어 단계에 합산하는 단계(S600)는 제1 모드 제어 단계(S100)의 출력인 예측된 각가속도(
) 값에 증강된 각가속도(
)를 합산하는 단계에 해당한다. 본 단계에서는 무게중심의 측정 또는 추정되는 위치에 오차가 발생하는 경우 제2 모드 제어 단계(S200)에서 출력으로 얻어지는 측정된 각가속도와의 오차를 반영하여 합산하므로 오차를 최소화 할 수 있다.
이하에서는 도 5를 참조하여 본 발명에 따른 제2 실시예에 대하여 상세히 설명하도록 한다.
도 5는 본 발명에 따른 다른 실시예의 제어 시스템의 블록선도이다.
도 5에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 안정성 확보를 위한 제어방법은 제1 모드 제어단계, 무게중심 측정 또는 추정단계, 무게중심 정보 신뢰도 판단 단계, 스위칭 단계 및 제2 모드 제어 단계를 포함하여 구성될 수 있다.
제1 모드 제어단계는 조종사의 조종입력에 따라 항공기의 구동기의 제어입력을 출력으로 발생시키도록 구성된다. 제1 모드 제어단계는 OBM(On Board Model)을 이용하여 수행되며, 항공기의 비행 전 기설정된 다수의 서브제어모델을 포함하여 구성될 수 있다.
제1 모드 제어단계는 항공기의 비행중 획득되는 다수의 비행데이터를 근거로하여 서브 제어 모델을 선택하도록 구성될 수 있다. 다수의 서브 제어 모델은 다양한 조건에 의해 선택될 수 있도록 구성될 수 있으므로 이하에서는 무게중심의 위치에 따른 선택에 대하여 설명하고, 다른 조건, 예를들어 비행영역과 같은 조건에 대한 선택사항에 대한 설명은 생략하도록 한다.
도 5를 다시 살펴보면, 제1 모드 제어단계에서 선택되는 서브 제어 모델은 현재 항공기의 상태에 따라 조종사의 조종입력에 따른 항공기의 기동이 발휘될 수 있도록 구성된다. 구체적으로 다수의 무게중심의 위치에 따라 원하는 기동을 행하기 위해 항공기에 구비된 구동기의 동작량이 달라지게 되며, 이러한 동작량을 결정하여 제어입력으로 발생시키게 된다.
무게중심 측정 또는 추정단계는 무게중심 센서로부터 측정되거나 비행데이터를 근거로 무게중심 DB를 이용하여 무게중심의 위치를 추정하도록 구성된다. 무게중심의 위치가 결정되면 조종사의 조종입력에 따른 항공기의 기동 및 상태가 예측될 수 있으며, 특히, 조종입력에 따른 항공기의 응답패턴으로부터 각가속도를 예측할 수 있게 된다.
무게중심 정보 신뢰도 판단단계는 현재 예측되는 각가속도와 센서로부터 측정되는 각가속도 값을 비교하여 무게중심의 위치에 대한 신뢰도를 평가하는 단계에 해당한다. 무게중심 정보 신뢰도 판단단계에서 예측된 각가속도와 측정된 각가속도간의 오차가 크게 발생되는 경우 신뢰도가 낮다고 평가하며, 또한, 무게중심 센서로부터 무게중심의 위치가 측정된 경우 무게중심 센서의 고장이 있는 것으로 판단할 수 있다.
스위칭 단계는 측정 또는 추정되는 무게중심의 위치에 대한 신뢰도가 낮아 제어에 활용하면 비행성 및 안정성을 확보할 수 없으므로 제어 모델을 전환하는 단계에 해당한다. 도 4의 블록선도를 살펴보면, Fault Detector Block에서 스위칭 단계의 기능이 수행될 수 있다. 스위칭 단계는 무게중심 정보 신뢰도 판단단계에서 무게중심 정보의 신뢰도가 낮다고 판단된 경우 제1 모드 제어 단계에서 제2 모드 제어 단계로 스위칭하여 제어할 수 있도록 구성된다.
S100: 제1 모드 제어단계
S200: 제2 모드 제어단계
S300: 각가속도 오차 계산 단계
S400: 추가적인 증강 알고리즘의 제어 이득 설계 단계
S500: 증강의 양을 제한하는 제한 단계
S600: 계산된 증강 알고리즘을 제1 모드 제어 단계에 합산하는 단계
S200: 제2 모드 제어단계
S300: 각가속도 오차 계산 단계
S400: 추가적인 증강 알고리즘의 제어 이득 설계 단계
S500: 증강의 양을 제한하는 제한 단계
S600: 계산된 증강 알고리즘을 제1 모드 제어 단계에 합산하는 단계
Claims (6)
- 항공기의 예측되는 각가속도를 출력으로 발생시키는 제1 모드 제어 단계;
각가속도 측정값을 출력으로 발생시키는 제2 모드 제어 단계;
상기 제1 모드 제어 단계의 예측되는 각가속도와 상기 제2 모드 제어 단계의 측정되는 각가속도간의 오차를 계산하는 각가속도 오차 계산 단계;
추가적인 증강이득을 결정하여 상기 각가속도간의 오차에 적용하는 추가 제어이득 설계 단계;
상기 추가적인 이득의 적용 후에 증강의 양을 제한하는 단계; 및
상기 증강의 양이 제한된 각가속도간의 오차를 상기 제1 모드 제어단계에 합산하는 단계를 포함하는 비행 중 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 확보를 위한 제어방법. - 제1 항에 있어서,
상기 제1 모드 제어단계는 OBM(On board Model)에 의해 현재 비행상태에 따라 추정되는 각가속도를 예측되는 각가속도 출력으로 하는 것을 특징으로 하는 비행 중 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 확보를 위한 제어방법. - 제2 항에 있어서,
상기 제2 모드 제어 단계는 각가속도 센서로부터 측정되는 각가속도를 출력으로 발생시키는 것을 특징으로 하는 비행 중 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 확보를 위한 제어방법. - 제1 항에 있어서,
상기 추가 제어이득 설계 단계는 상기 예측되는 각가속도와 상기 측정되는 각가속도 간의 오차의 크기에 따라 상기 추가적인 이득을 결정하는 것을 특징으로 하는 비행 중 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 확보를 위한 제어방법. - 제4 항에 있어서,
상기 추가 제어이득 설계 단계는 상기 증강상기 예측되는 각가속도와 상기 측정되는 각가속도 간의 오차의 크기에 따라 상기 증강이득을 가변적으로 결정하는 것을 특징으로 하는 비행 중 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 확보를 위한 제어방법. - 제1 항에 있어서,
상기 증강의 양을 제한하는 단계는 비행조건 및 비행상태에 따라 안정성을 만족하는 비행성능을 유지할 수 있도록 기설정된 값 중에서 선택되는 것을 특징으로 하는 비행 중 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 확보를 위한 제어 방법.
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| KR1020180103862A KR102093745B1 (ko) | 2018-08-31 | 2018-08-31 | 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 및 안정성 향상을 위한 제어방법 |
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