KR20200125096A - 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법 - Google Patents

항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 목표 위치를 입력받는 단계, 오차의 시현여부를 판단하는 단계, 수직경로 내비게이션의 수행여부 판단단계, 수직경로 내비게이션의 수행이 필요한 경우 현재 위치로부터 목표 위치로의 최적 수직 경로를 생성하는 단계 및 최적 수직 경로와 현재 비행 위치와의 오차를 계산하여 항공기의 조종사에게 시현하는 단계를 포함하는 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법에 관한 것이다.
본 발명에 따른 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법은 목표 위치의 정해진 고도에 최적의 경로로 도달할 수 있도록 조종사에게 제공할 수 있어 조종사의 작업부담을 감소시킬 수 있고 안정적인 강하율로 목표 위치에 도달할 수 있는 효과가 있다.

Description

항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법{The method of displaying vertical navigation for aircraft}
본 발명은 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법에 관한 것이며, 보다 상세하게는 목표 위치까지 최적의 경로를 계산하고 최적의 경로를 따라 이동하기 위한 가이드를 제공할 수 있는 시현 방법에 관한 것이다.
항공기의 비행시에는 항공기가 목적지까지 비행할 수 있도록 2차원 평면에서 항법을 제공하는 기능이 이용되고 있다. 그러나, 이와 2차원 평면에서 항법을 제공하더라도 목표 지점에 고도의 차이가 있는 경우 목표 지점까지의 비행은 조종사가 경험에 의존하여 순간적으로 판단한 강하율로 접근하고 있으며, 조종사 개인별로 각기 다른 표준화 되지 않은 절차를 사용함으로써 항공기의 안전운항에 큰 문제가 발생될 위험이 있었다.
이러한 종래기술과 관련하여 대한민국 등록특허 제0411758호(2003.12.18. 공고)가 공개되어 있다. 그러나 이러한 종래기술은 목표 위치에 고도의 차이가 있는 경우에 수직방향으로 최적의 경로로 비행하기 위한 가이드를 제공할 수 없다는 문제점이 있었다.
대한민국 등록특허 제0411758호(2003.12.18. 공고)
본 발명은 전술한 종래의 문제점인 목표 위치의 고도가 다른 경우 최적의 경로로 목표지점에 도달할 수 있도록 조종사에게 가이드를 제공할 수 있는 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법을 제공하는 것에 그 목적이 있다.
상기 과제의 해결 수단으로서, 목표 위치를 입력받는 단계, 오차의 시현여부를 판단하는 단계, 수직경로 내비게이션의 수행여부 판단단계, 수직경로 내비게이션의 수행이 필요한 경우 현재 위치로부터 목표 위치로의 최적 수직 경로를 생성하는 단계 및 최적 수직 경로와 현재 비행 위치와의 오차를 계산하여 항공기의 조종사에게 시현하는 단계를 포함할 수 있다.
여기서, 오차의 시현여부를 판단하는 단계는 목표 지점의 목표 수직 고도 값이 fail 또는 off인 경우, 목표 지점의 목표 수직 고도 값이 목표 위치의 지면으로부터 1000ft보다 작은 경우, 현재 고도 값이 1000ft 보다 작은 경우 및 현재 고도 값이 35,000ft 이상인 경우 중 적어도 하나의 경우에 해당하는 경우 시현하지 않도록 구성될 수 있다.
한편, 수직경로 내비게이션의 수행여부 판단단계는, 목표 위치와 cross-track 편차가 1.25NM 보다 작은지 여부 및 Ground track 과 목표 위치까지의 bearing 상태가 90보다 작은지 여부를 판단하여 수직경로 내비게이션의 종료여부를 판단할 수 있다.
한편, 오차의 시현은 HUD(Head Up Display) 또는 MFD(Multi Function Display) 중 적어도 하나에서 수행될 수 있다.
한편, 목표 위치를 입력받는 단계는, 목표 위치의 목표 수직 고도 항공기가 목표 수직 고도에 도달한 경우 목표 위치까지 남은 거리 및 현재 위치로부터 목표 위치로 상승 또는 하강하는 각도를 포함한 정보를 입력받을 수 있다.
본 발명에 따른 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법은 목표 위치의 정해진 고도에 최적의 경로로 도달할 수 있도록 조종사에게 제공할 수 있어 조종사의 작업부담을 감소시킬 수 있고 안정적인 강하율로 목표 위치에 도달할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명에 따른 시현시의 모습이 도시된 개념도이다.
도 2는 본 발명에 따른 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법의 순서도이다.
도 3은 변수 입력 값을 도시한 도면이다.
도 4는 도 2의 수직 경로 내비게이션의 시현여부 판단단계의 상세한 순서도이다.
도 5는 본 발명에 따른 항공기의 최적의 경로를 나타낸 개념도이다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법이 시현되었을 때의 개념도이다.
이하, 본 발명의 실시 예에 따른 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법에 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.
도 1은 본 발명에 따른 시현시의 모습이 도시된 개념도이다. 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법은 목표 위치의 고도로 비행시에 최적의 경로로 이동할 수 있도록 가이드를 제공한다. 항공기의 조종사에게 비행중 가이드를 제공할 수 있도록 HUD(Head Up Display, 도 1 (a)) 또는 MFD(Multi Function Display, 도 1 (b))를 통하여 시현될 수 있다.
도 2는 본 발명에 따른 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법의 순서도이고, 도 3는 변수 입력 값을 도시한 도면이고, 도 4는 도 2의 시현조건 판단단계의 상세한 순서도이며, 도 5는 본 발명에 따른 항공기의 최적의 경로를 나타낸 개념도이며, 또한 도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법이 시현되었을 때의 개념도이다.
도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기 수직경로 내비게이션 시현 방법은, 목표 위치 입력 단계(S100), 시현 조건 판단 단계(S200), 수직경로 내비게이션(Vnav)의 수행여부 판단단계(S300), 최적 수직 경로를 생성하는 단계(S400) 및 시현 단계(S500)를 포함하여 구성될 수 있다.
목표 위치 입력 단계(S100)는 조종사로부터 목표 위치의 좌표 정보와 비행시 기준이 되는 변수를 입력받는 단계에 해당한다. 다시 도 1을 살펴보면, 목표 위치 입력 단계(S100)에서는 목표 수직 고도(Valt;Vertical altitude), 상승/하강각도(Vang;Vertical Angle), 잔여 수평 거리(Vdist;Vertical Distance)의 정보를 입력받을 수 있다. 여기서, 목표 수직 고도(Valt)는 조종사가 지정한 목표 위치(예를 들어, Steerpoint)의 수직 고도를 가리키며, 상승/하강 각도(Vang)는 지정한 목표 수직 고도(Valt) 까지 상승/하강 각도이며, 잔여 수평 거리(Vdist)는 항공기가 수직경로 내비게이션에 의해 목표 고도(Valt)에 도달했을 때 남아있는 목표 위치까지의 수평거리를 가르킨다. 한편, 여기서 잔여 수평 거리(Vdist)는 새로운 목표 수직 고도(Valt) 및 상승/하강 각도(Vang)를 입력받은 경우 자동으로 계산될 수 있다.
시현 여부 판단 단계(S200)는 도 4에 나타난 바와 같이, 현재 고도값이 fail/off 인지 판단하고, 1000ft 보다 큰지 여부를 판단하는 단계(S210), 목표 위치(steerpoint)와의cross-track deviaiton 이1.25NM 보다 큰지 여부를 판단하는 단계(S220), Ground track과 목표 위치(steerpoint)까지의 bearing 상태가 90도 보다 작은지 여부를 판단하는 단계(S230), EGI 모드에서 해당 목표 수직 고도의 정보의 유효 및 목표 수직 고도가 해당지점의 지표면의 높이 + 1000ft 보다 작은 값인지 여부 판단단계(S240), Baro 고도 값이 35,000ft 보다 높은지 여부 판단단계(S250), Vang이 10도 보다 작으며, 잔여 수평 거리가 99NM보다 큰지 여부를 판단하는 단계(S260)를 포함하며, 어느 하나의 단계라도 판단조건을 만족하지 못하는 경우 최적 수직 경로를 시현하지 않도록 구성된다.
현재 고도 값이 fail/off 인지 판단하고, 1000ft 보다 큰지 여부를 판단하는 단계(S210)는 항공기에 구비되어 있는 Radio Altimeter 장비로부터 현재 항공기에서 지면까지의 고도 값을 수신하며, 만약 현재 고도값을 수신하지 못하는 경우에는 수직경로 내비게이션을 수행하지 않는다. 또한 수신되더라도 현재의 고도가 1000ft 이하인 경우 현재 항공기가 지면으로부터 낮은 고도에 위치하고 있어 충돌의 위험이 있으므로 수직경로 내비게이션 알고리즘을 수행하지 않는다.
목표 위치(steerpoint)와의 cross-track deviaiton 이 1.25NM(Nautical Mile;해리) 보다 큰지 여부를 판단하는 단계(S220)는 deviation 값이 1.25NM보다 큰 경우 PFD 상에서 CDI bar 가 1 dot 벗어난 상태로 cross track상 너무 멀어진 것으로 판단하여 수직경로 내비게이션 알고리즘을 수행하지 않는다. 여기서 PFD(Primary Flight Display)란 항공기 조종실에 장착된 MFD에 시현되는 페이지 중 하나로, 고도, 속도, 방향 등 주된 비행정보를 시현하는 화면이다. 또한 CDI(Course Deviation Indicator)로 항공기와 선택된 지점까지 횡축사이의 거리 정보를 시현한다.
Ground track과 목표 위치(steerpoint)까지의 bearing 상태가 90도 보다 작은지 여부를 판단하는 단계(S230)는 항공기가 목표 위치를 지나간 생태인지를 판단하는 단계이다. 여기서 gound track이란 항공기가 진행하는 방향을 가리키며, 수직성분을 제외한 xy평면상의 속도성분으로서, 진행하는 방향으로 표시된다. bearing 상태란 항공기가 north(진북 또는 자북) 대비 항공기 기수사이의 각도를 뜻한다.bearing 상태가 90도 이상인 경우는 항공기가 이미 목표 위치를 지나간 상태를 의미하게 되므로, 별도의 수직경로 내비게이션을 수행할 필요가 없으로 수직경로 내비게이션 알고리즘을 수행하지 않는다.
해당 목표 수직 고도의 정보의 유효여부 및 목표 수직 고도가 해당지점의 지면의 높이 + 1000ft 보다 작은 값인지 여부 판단단계(S240)는 지면과 충돌의 위험이 있는 경우를 피하기 위함이다. 따라서, 목표 수직 고도가 너무 낮은 경우 목표지점에 도달한 이후 충돌의 위험이 있으므로 설정하는 목표 수직 고도는 최소한의 고도 이상이 되어야 한다. 따라서 지면의 높이 + 1000ft 이하인 경우 충돌의 위험이 있는 것으로 보아 수직경로 내비게이션 알고리즘이 수행되지 않는다.
Baro 고도 값이 35,000ft 보다 높은지 여부 판단단계(S250)는 항공기의 고도가 너무 높은 경우 불필요한 정보를 생략하기 위하여 수행된다. 여기서 Baro 고도란, 항공기에 장착된 ADC(Air Data Computer)에서 제공하는 고도로서, 평균해수면을 기준으로 한 항공기의 고도이다. 항공기의 현재 고도가 35,000ft 이상인 경우 실제 주로 수행되는 목표 수직 고도와 상대적으로 매우 큰 차이를 보이므로, 수직경로 내비게이션을 수행하더라도 큰 의미를 갖지 않는다. 따라서 이 경우에 불필요한 정보를 시현하지 않도록 구성된다.
Vang이 10도 보다 작으며, 잔여 수평 거리가 99NM보다 큰지 여부를 판단하는 단계(S260)는 수직경로 내비게이션 알고리즘을 계산할 수 없는 상태인지를 판단하고, 계산할 수 없는 상태인 경우 수직경로 내비게이션 알고리즘이 수행되지 않는다. 구체적으로, 수평거리가 99NM보다 크다면, Vnav 알고리즘에 의해 계산되어 비행하기에 목표지점까지 너무 먼 거리라서 무의미하여 계산하지 않으며, 또한 Vangle이 10보다 크면 이착륙시나 특정 임무수행시 수행되므로 Vnav 목적에 맞지 않아 계산하지 않는다.
수직경로 내비게이션(Vnav)의 수행여부 판단단계(S300)는 수직경로 내비게이션을 종료할지 여부를 판단하는 단계이다. 본 단계에서는 수직경로 내비게이션의 수행이 더 이상 필요하지 않은 경우를 판단하여 알고리즘의 수행을 종료시킬 수 있게 된다. 수직경로 내비게이션의 수행여부 판단단계(S300)는 목표 위치(steerpoint)와의 cross-track deviaiton 이 1.25NM 보다 큰지 여부를 판단하는 단계(S220) 및 Ground track과 목표 위치(steerpoint)까지의 bearing 상태가 90도 보다 작은지 여부를 판단하는 단계(S230)를 포함하여 구성된다. 다만, 본 실시예에서는 오차의 시현여부를 판단하는 단계(S200)와 수직경로 내비게이션의 수행여부 판단단계(S300)가 별개로 구분되는 것으로 설명하였으나, 목표 위치(steerpoint)와의 cross-track deviaiton 이 1.25NM 보다 큰지 여부를 판단하는 단계(S220) 및 Ground track과 목표 위치(steerpoint)까지의 bearing 상태가 90도 보다 작은지 여부를 판단하는 단계(S230)의 수행에 의해 동시에 판단될 수 있다.
최적 수직 경로를 생성하는 단계(S400)는 목표 위치에 도달하기 위한 최적의 수직 경로를 생성하는 단계에 해당한다. 도 4를 다시 살펴보면, 최적의 수직 경로는 조종사가 원하는 상승/하강 각도를 유지하면서 목표 수직 고도에 도달하기 위한 경로를 생성하기 위해 수행된다. 여기서 최적의 수직경로를 구성하는 요소들은 Vnav blend dist 1, Vnav blend dist2, Decent rate, Blend time, Arc lenth S, Radius R를 포함할 수 있다. 여기서 Vnav blend dist 1 는 항공기 비행시VAngle(Vertical Angle)에 의해 Vnav 알고리즘 수행전까지의 거리이다. Vnav blend dist 2 는 Vangle을 적용한 후 알고리즘상 곡선 성분으로 비행하기까지의 거리이다. Descent rate 는 항공기가 Vangle 적용하여 하강하는 정도이다. Blend time 은 Vnav 알고리즘상 곡선 성분으로 계산되는 구역시간이다. Arc length S 는 Vnav 알고리즘상 곡선 성분의 거리이며, Radius R 은 Vnav blend dist 1, Vnav blend dist 2를 계산하기 위해 곡선 성분으로 계산되는 구간의 반지이다. 각각의 값들은 아래의 식들로부터 도출될 수 있다.
Decent rate = ground speed * tan (Vang)
Blend time = decent rate * Altitude_blending_rate(2sec/200ft)
Arc lenth S = true_airspeed * blending_time
Radius R = S/ Vang(radians)
Vnav_blend_dist_1 = R * tan(Vang/2)
Vnav_blend_dist_2 = R * tan(Vang) - Vnav_blend_dist1
시현 단계(S500)는 전술한 최적 수직 경로를 생성하는 단계(S400)에서 최적 수직 경로와 현재 비행위치와의 오차를 계산하여 조종사가 시각적으로 인식할 수 있도록 시현하는 단계에 해당한다. 시현 단계(S500)는 현재의 비행상태에 따라 표시되어야 하는 정보와 함께 추가적으로 항공기의 각도에 대한 가이드를 제시할 수 있게 된다. 본 단계의 시현은 HUD 및 MFD(Multi Function Display) 중 적어도 하나를 통하여 시현될 수 있다. 한편 본 단계에서 시현은 디스플레이상에서 특수한 심볼(m)로 표시될 수 있다. 따라서 항공기의 조종사는 도 6 (a)와 같이, 항공기가 최적 수직 경로보다 아래를 향하는 경우 항공기의 각도를 상승시키도록 심볼을 표시한다. 또한 도 6(b)와 같이 현재 각도를 유지하도록 가이드 하는 경우 심볼의 표시 위치가 달라지게 된다. 도 6(c)에는 도 6(a)와 반대로 각도를 낮우어야 하는 경우 심볼의 위치가 다르게 표시된다. 여기서 각도란 항공기의 pitch각도를 포함한다.
이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법은 목표 위치의 정해진 고도에 최적의 경로로 도달할 수 있도록 조종사에게 제공할 수 있어 조종사의 작업부담을 감소시킬 수 있고 안정적인 강하율로 목표 위치에 도달할 수 있는 효과가 있다.
S100: 목표 위치 입력 단계
S200: 시현 조건 판단 단계
S300: 수직경로 내비게이션 계산여부 판단 단계
S400: 수직 경로 계산 단계
S500: 시현 단계

Claims (5)

  1. 목표 위치를 입력받는 단계;
    상기 오차의 시현여부를 판단하는 단계;
    수직경로 내비게이션의 수행여부 판단단계;
    상기 수직경로 내비게이션의 수행이 필요한 경우 현재 위치로부터 상기 목표 위치로의 최적 수직 경로를 생성하는 단계;
    상기 최적 수직 경로와 현재 비행 위치와의 오차를 계산하여 항공기의 조종사에게 시현하는 단계를 포함하는 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 오차의 시현여부를 판단하는 단계는,
    상기 목표 지점의 목표 수직 고도 값이 fail 또는 off인 경우;
    상기 목표 지점의 목표 수직 고도 값이 상기 목표 위치의 지면으로부터 1000ft보다 작은 경우;
    현재 고도 값이 1000ft 보다 작은 경우; 및
    현재 고도 값이 35,000ft 이상인 경우 중 적어도 하나의 경우에 해당하는 경우 시현하지 않는 것을 특징으로 하는 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법.
  3. 제2 항에 있어서,
    상기 수직경로 내비게이션의 수행여부 판단단계는,
    상기 목표 위치와 cross-track 편차가 1.25NM 보다 작은지 여부; 및
    Ground track 과 상기 목표 위치까지의 bearing 상태가 90보다 작은지 여부를 판단하여 상기 수직경로 내비게이션의 종료여부를 판단하는 것을 특징으로 하는 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법.
  4. 제2 항에 있어서,
    상기 오차의 시현은 HUD(Head Up Display) 또는 MFD(Multi Function Display) 중 적어도 하나에서 수행되는 것을 특징으로 하는 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법.
  5. 제2 항에 있어서,
    상기 목표 위치를 입력받는 단계는,
    상기 목표 위치의 목표 수직 고도;
    상기 항공기가 상기 목표 수직 고도에 도달한 경우 상기 목표 위치까지 남은 거리; 및
    상기 현재 위치로부터 상기 목표 위치로 상승 또는 하강하는 각도를 포함한 정보를 입력받는 것을 특징으로 하는 항공기의 수직경로 내비게이션 시현 방법.
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