KR20220138186A - 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법 - Google Patents

항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 항공모함 비행갑판과 같이 제한된 환경의 활주로에서 항공기의 이륙을 위해 필요한 최소한의 활주로 길이를 추정함으로써 복잡한 비행역학 공식 없이도 항공기 성능만으로 신뢰할 만한 추정결과를 얻을 수 있는 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법에 관한 것이다.

Description

항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법{METHOD FOR ESTIMATING MINIMUM RUN DISTANCE FOR AIRCRAFT TAKE OFF}
본 발명은 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법에 관한 것으로서, 보다 구체적으로는, 항공모함 비행갑판과 같이 제한된 환경의 활주로에서 항공기의 이륙을 위해 필요한 최소한의 활주로 길이를 추정함으로써 복잡한 비행역학 공식 없이도 항공기 성능만으로 신뢰할 만한 추정결과를 얻을 수 있는 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법에 관한 것이다.
일반적으로, 활주로의 폭은 운영하는 항공기의 제원 중 폭에 영향을 받기 때문에, 안전율(예를 들어, 주변 구조물과 날개 단부 간의 간격은 최소 4m 이상이 되어야 함)을 고려하여 정의하면 되는데 반해, 활주로 길이는 항공기의 추력, 날개양력 등 비행성능에 영향을 받게 된다.
항공기 개발과 운영경험이 풍부한 국가의 경우 시험이나 실제 운영데이터로부터 신뢰할만한 추정식을 만들어 사용할 수 있겠지만 그렇지 못할 경우는 복잡한 항공역학 방정식을 취급하여 필요한 활주로 길이 추정식을 유도하여야 한다.
그러나 복잡한 수학적인 방법으로도 운용 예정인 항공기의 자동, 수동 또는 반자동 이륙방식과 그리고 노즐 조작절차 등에 따라서 안전한 이륙에 필요한 활주로 길이가 다를 수 있기 때문에, 신뢰할만한 결과를 얻기란 쉬운 일이 아니다.
이에, 본 발명자는 운용대상 항공기에 대한 구체적인 성능정보와 운용데이터 없이 개략적인 성능정보만으로도 항공기의 이륙을 결심하고 기수를 상향하는 결심 기준인 이륙전환속도(비행기가 이륙할 것인지를 결정하는 이륙결심속도를 지나 조종간을 당겨 기수를 들어올리는 순간의 속도)를 기준으로 하여 안전한 이륙에 필요한 최소한의 활주로 길이를 추정하는 방법을 개발하기에 이르렀다.
한국등록특허 제10-1886408호
본 발명은 상술한 바와 같은 점을 감안하여 발명된 것으로서, 항공모함 비행갑판과 같이 제한된 환경의 활주로에서 항공기의 이륙을 위해 필요한 최소한의 활주로 길이를 추정함으로써 복잡한 비행역학 공식 없이도 항공기 성능만으로 신뢰할 만한 추정결과를 얻을 수 있는 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법을 제공하는 것을 그 목적으로 한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법은 정의부를 통해, 항공모함에 마련된 활주로의 활주 환경, 초기 제원 및 항공기 제원을 정의하는 단계, 추정부를 통해, 상기 활주로의 평형부 활주 시 상기 항공기의 전진속도를 추정하는 단계, 상기 추정부를 통해, 상기 활주로의 만곡부 활주 시 상기 항공기의 전진속도를 추정하는 단계, 상기 추정부를 통해, 상기 활주로의 갑판풍(wind over deck) 및 상기 항공기의 정면을 향해 부는 정면풍(head wind)에 의해 변화되는 상기 항공기의 변화된 전진속도를 추정하는 단계 및 합산부를 통해, 상기 활주로의 평형부 및 만곡부 길이를 합산하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 할 수 있다.
일 실시예에서, 상기 정의부를 통해, 상기 항공모함에 마련된 활주로의 활주 환경, 초기 제원 및 항공기 제원을 정의하는 단계는 상기 정의부를 통해, 상기 활주로 상의 공기밀도, 중력가속도 및 상기 정면풍을 정의하는 단계, 상기 정의부를 통해, 상기 항공기의 최대 엔진추력(T), 최대 이륙중량(MTOW), 날개 면적 및 이륙전환속도를 정의 하는 단계 및 상기 정의부를 통해, 상기 평형부의 길이, 상기 만곡부의 반경 및 각도를 정의하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 할 수 있다.
본 발명에 따르면, 항공모함 비행갑판과 같이 제한된 환경의 활주로에서 항공기의 이륙을 위해 필요한 최소한의 활주로 길이를 추정함으로써 복잡한 비행역학 공식 없이도 항공기 성능만으로 신뢰할 만한 추정결과를 얻을 수 있는 이점을 가진다.
특히, 본 본 발명에 따르면 복잡한 항공역학에 관한 수학적 지식 없이도 운용 예정 항공기의 핵심성능 정보만 있으면 안전한 이륙에 필요한 최소한의 비행갑판 길이를 추정할 수 있는 이점을 가진다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법을 일련의 순서대로 도시한 도면이다.
도 2는 항공기의 일반적인 이륙순서를 나타낸 도면이다.
도 3은 램프(Ramp)를 운용하는 항공모함의 일반적인 비행갑판 배치 상태를 나타낸 도면이다.
도 4는 항공기의 수직 이착륙 시 추력 발생 원리를 나타낸 도면이다.
도 5는 램프(Ramp)를 포함하는 일반적인 항공모함의 비행갑판 상 방향 및 속도성분을 나타낸 도면이다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법을 통해 추정되는 활주거리의 신뢰도 검증을 위한 비교표를 나타낸 도면이다.
이하, 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예들에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예들에 한정되지 않는다.
본 발명을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 동일 또는 유사한 구성요소에 대해서는 동일한 참조 부호를 붙이도록 한다.
또한, 여러 실시예들에 있어서, 동일한 구성을 가지는 구성요소에 대해서는 동일한 부호를 사용하여 대표적인 실시예에서만 설명하고, 그 외의 다른 실시예에서는 대표적인 실시예와 다른 구성에 대해서만 설명하기로 한다.
명세서 전체에서, 어떤 부분이 다른 부분과 "연결"되어 있다고 할 때, 이는 "직접적으로 연결"되어 있는 경우뿐만 아니라, 다른 부재를 사이에 두고 "간접적으로 연결"된 것도 포함한다. 또한, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 "포함"한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성요소를 더 포함하는 것을 의미할 수 있다.
본 발명에 따르면, 항공모함의 비행갑판과 같이 제한된 환경에서의 활주로 길이를 추정하는데 있어, 복잡한 항공역학적 방정식 없이도 항공기의 주요성능만으로도 안전한 단거리 이륙에 필요한 활주로의 길이 추정이 가능하다.
이하에서는, 수학식을 참조하여 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법을 구체적으로 설명하도록 한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법을 일련의 순서대로 도시한 도면이고, 도 2는 항공기의 일반적인 이륙순서를 나타낸 도면이며, 도 3은 램프(Ramp)를 운용하는 항공모함의 일반적인 비행갑판 배치 상태를 나타낸 도면이고, 도 4는 항공기의 수직 이착륙 시 추력 발생 원리를 나타낸 도면이며, 도 5는 램프(Ramp)를 포함하는 일반적인 항공모함의 비행갑판 상 방향 및 속도성분을 나타낸 도면이다.
이때, 도 2에 있어서, 속도 V0, VR, VTO는 항공기의 이륙 시 출발속도(통상 Om/s), 이륙전환속도와 이륙속도를 의미한다.
또한 도 3에 있어서, 비행기(항공기)의 이륙은 주로 함수부에서 이루어지며, 착륙은 함미부에서 이루어진다. 함정 길이 방향으로 이륙과 착륙이 상당한 부분을 중복하여 사용하는 것을 알 수 있다. 이 예에서 만곡부는 활주로 단부에 설치되어 최종 이륙 조작시 항공기의 양력을 부가하게 된다. 이때 만곡부는 일반적인 경사형 구조물로서 육상 활주로에도 설치될 수 있다.
또한 도 4에 있어서, 예로 든 항공기는 후방의 주 노즐, 축으로 연결된 전부의 양력팬(lift fan)과 중간 부분의 회전덕트(roll duct)의 3가지로 구성되며 상호 연결되어 있다.
또한 도 5에 있어서, 활주로 중 만곡부를 제외한 평갑판부 길이는 LDeck, 만곡부 호의 길이, 그리고 높이는 SSJ, LSJ, HSJ이다. θf는 만곡부의 기울기이자 램프의 경사각이다. R은 만곡부의 곡률반지름(radius of curvature)이다. 속도 VⅠ, VⅡ, VⅢ, Vwod 성분은 각 단계별 항공기의 활주속도와 갑판풍을 의미한다.
먼저 도 1을 살펴보면, 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법은 크게 정의부를 통해, 항공모함에 마련된 활주로의 활주 환경, 초기 제원 및 항공기 제원을 정의하는 단계(S101), 추정부를 통해, 상기 활주로의 평형부 활주 시 상기 항공기의 전진속도를 추정하는 단계(S102), 상기 추정부를 통해, 상기 활주로의 만곡부 활주 시 상기 항공기의 전진속도를 추정하는 단계(S103), 상기 추정부를 통해, 상기 활주로의 갑판풍(wind over deck) 및 상기 항공기의 정면을 향해 부는 정면풍(head wind)에 의해 변화되는 상기 항공기의 변화된 전진속도를 추정하는 단계(S104) 및 합산부를 통해, 상기 활주로의 평형부 및 만곡부 길이를 합산하는 단계(S105)로 진행될 수 있다.
먼저, S101 단계는 정의부를 통해, 운용하고자 하는 대기환경과 항공기의 제원 그리고 활주로의 개략제원을 정의하는 단계이다.
실시예에서의 활주로 높이 기준 대기 밀도와 중력가속도는 아래와 같다.
Figure pat00001
Figure pat00002
실시예에서의 항공기는 F-35B로 이 항공기의 최대이륙중량(Maximum Take-Off Weight), 엔진최대추력(Thrust), 이륙전환속도(Rotational speed)는 아래와 같다.
Figure pat00003
Figure pat00004
Figure pat00005
활주로는 평형부와 만곡부인 램프(Ramp)로 구분된다. 실시예에서, 정의부는 평형부의 길이(LDeck), 만곡부의 반경 그리고 기울기는 아래와 같이 정의할 수 있다.
Figure pat00006
Figure pat00007
Figure pat00008
다음으로, S102 단계는 활주로의 평형부 활주시 항공기의 전진속도(활주속도)를 추정하는 단계로 아래의 식으로 산출할 수 있다. 항공기의 활주속도는 36.516m/s로 아직은 대상 항공기의 이륙전환속도인 46.296m/s에 미치지 못함을 알 수 있다.
Figure pat00009
다음으로, S103 단계는 항공기가 활주로의 평형부를 지나 만곡부를 등반 및 활주하는 단계이다. 아래의 공식으로, 추정부에서는 만곡부를 등반하면서 증가하는 속도를 구하게 된다. 여기서 만곡부 위에서의 추력 TSJ는 등반시간이 짧고(1.5초 이내), 터보제트 엔진을 탑재하는 항공기이기 때문에 추력이 일정하다고 가정할 수 있다. 그러나, 여전히 41.417m/s로 지정된 이륙전환속도에 미치지 못함을 알 수 있다.
Figure pat00010
여기서 만곡부의 등반거리 SSJ는 아래와 같이 구할 수 있다.
Figure pat00011
다음으로, S104 단계는 항공기가 정면(head wind)으로 바람을 맞는 상황을 고려한다. 이때 항공기의 이륙속도는 갑판풍이 클수록 더 많은 가속을 얻게 된다. 이에, 추정부에서는 Vwod=10kts=5.144m/s를 고려한다. S104 단계에서 46.461m/s로 만곡부를 통해 등반 후 바람에 의해 가속되어 지정된 이륙전환속도에 도달하게 됨을 알 수 있다.
Figure pat00012
다음으로, S105 단계는 합산부를 통해 활주로 평형부와 만곡부부 길이를 합하는 단계이다. 합산부에서는, S104 단계를 거쳐 가속된 항공기의 활주속도가 이륙전환속도에 도달하게 될 때의 활주로 평형부 길이와 만곡부의 길이를 합하게 된다. 먼저, 만곡부 길이(밑변)는 아래의 식으로 구한다.
Figure pat00013
따라서, 평형부와 만곡부의 길이의 합, 즉 임의의 항공기의 안전한 이륙을 위한 최소한의 활주로 길이는 아래와 같다.
Figure pat00014
한편, 하기에서는 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법을 통해 추정되는 활주거리의 신뢰도 검증을 위하여, 동일한 항공기를 탑재하여 운용하는 실제 평갑판형 항공모함과 만곡부형 항공모함의 비행갑판 요구길이를 비교해 보기로 한다. 이때, 바람은 불지 않는 상태로 가정한다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법을 통해 추정되는 활주거리의 신뢰도 검증을 위한 비교표를 나타낸 도면이다.
도 6을 살펴보면, 동일한 항공기를 탑재, 운용하는 평갑판형 항공모함과 만곡부형 항공모함 비행갑판에서 항공기 이륙을 위해 필요한 최소 활주거리를 추정해본 결과, 요구조건 이내에 추정 값이 있어 실제 활주로 설계 시 이 추정치에 도 5에서 설명한 전환(transition) 직전의 여유거리(+5~10%)만 확보된다면 대상 항공기의 이륙에는 육상이든 항공모함 위에서든 문제가 없음을 예상할 수 있다. 특히, 실제 미국 국방부의 시험평가에서 평갑판 167m를 활주하여 대상 항공기가 이륙 가능함을 확인한 바 있으므로, 본 발명에 따른 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법이 실제로 신뢰도가 검증됨을 확인할 수 있다.
상기에서는 본 발명의 바람직한 실시예를 참조하여 설명하였지만, 해당 기술 분야의 숙련된 당업자는 하기의 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 (2)

  1. 정의부를 통해, 항공모함에 마련된 활주로의 활주 환경, 초기 제원 및 항공기 제원을 정의하는 단계;
    추정부를 통해, 상기 활주로의 평형부 활주 시 상기 항공기의 전진속도를 추정하는 단계;
    상기 추정부를 통해, 상기 활주로의 만곡부 활주 시 상기 항공기의 전진속도를 추정하는 단계;
    상기 추정부를 통해, 상기 활주로의 갑판풍(wind over deck) 및 상기 항공기의 정면을 향해 부는 정면풍(head wind)에 의해 변화되는 상기 항공기의 변화된 전진속도를 추정하는 단계; 및
    합산부를 통해, 상기 활주로의 평형부 및 만곡부 길이를 합산하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 정의부를 통해, 상기 항공모함에 마련된 활주로의 활주 환경, 초기 제원 및 항공기 제원을 정의하는 단계는,
    상기 정의부를 통해, 상기 활주로 상의 공기밀도, 중력가속도 및 상기 정면풍을 정의하는 단계;
    상기 정의부를 통해, 상기 항공기의 최대 엔진추력(T), 최대 이륙중량(MTOW), 날개 면적 및 이륙전환속도를 정의 하는 단계; 및
    상기 정의부를 통해, 상기 평형부의 길이, 상기 만곡부의 반경 및 각도를 정의하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기 이륙을 위한 최소 활주거리 추정 방법.
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