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Dempster-Shafer 증거 이론을 이용한 회전익 항공기 착륙장치의 FMEA
나성현(Seong-Hyeon Na),소희섭(Hee-Soup So) 한국산학기술학회 2021 한국산학기술학회논문지 Vol.22 No.2
품질보증활동은 양산단계에서 위험 식별을 기반으로 품질에 영향을 주는 인자를 확인할 수 있다. 위험 식별은 고장 분석을 통해 이루어지며, 회전익 항공기 착륙장치에 대한 고장 분석 방법은 고장 유형 영향 분석(FMEA)으로 선정하였다. FMEA는 고장 유형에 대해서 심각도, 발생도, 검출도에 대한 정보를 결합하여 품질에 영향을 미치는 인자를 확인하는 방법이다. FMEA 결과는 위험도를 통해 고장 우선순위를 결정한다. 하지만 심각도, 발생도, 검출도에 대한 중요도는 동일하게 구성된다. Dempster-Shafer 증거 이론은 경험과 주관이 반영된 의견에 대해서 불확실성 분석을 수행한다. 또한, Dempster-Shafer 증거 이론은 믿음 함수와 개연성 함수를 구성할 수 있으며, 믿음 함수와 개연성 함수를 통해 가설의 믿음 정도, 신뢰도를 확인할 수 있다. 회전익 항공기 착륙장치는 이륙 및 착륙 시 충격을 받는 구성품으로, 양산단계에서 고장 유형을 관리하는 것이 중요하다. 본 논문에서는 회전익 항공기 착륙장치의 고장 유형에 대한 위험도 분석을 위해 Dempster-Shafer 증거 이론을 이용한 FMEA를 제안하고, 고장 우선순위를 결정한다. 결과는 믿음 함수 및 개연성 함수 곡선을 통해 도출한다. The quality assurance activities can detect the factors that affect the quality based on risk identification in the course of mass production. Risk identification is conducted with risk analysis, and the risk analysis method for the rotorcraft landing system is selected by failure mode effects analysis (FMEA). FMEA is a method that detects the factors that can affect the product quality by combining severity, occurrence, and detectability. The results of FMEA were prioritized using the risk priority number. On the other hand, these methods have certain shortcomings because the severity, occurrence, detectability are weighted equally. Dempster-Shafer evidence theory can conduct uncertainty analysis for the opinions with personal reflections and subjectivity. Based on the theory, the belief function and the plausibility function can be formed. Moreover, the functions can be utilized to evaluate the belief rate and credibility. The system is exposed to impact during take-off and landing. Therefore, experts should manage failure modes in the course of mass production. In this paper, FMEA based on the Dempster-Shafer evidence theory is discussed to perform risk analysis regarding the failure mode of the rotorcraft landing system. The failure priority was evaluated depending on the factor values. The results were derived using belief and plausibility function graphs.
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김남조(Nam-Jo Kim),곽동일(Dong-Il Kwak),강우람(Woo-Ram Kang),황유상(Yoo-Sang Hwang),김도형(Do-Hyung Kim),김찬동(Chan-Dong Kim),이기진(Ki-Jin Lee),소희섭(Hee-Soup So) 한국항공우주학회 2022 韓國航空宇宙學會誌 Vol.50 No.3
헬기의 능동진동제어시스템(AVCS)은 주로터로부터 발생되는 진동을 제어하며, 수동형 진동저감장치 대비 저중량으로 우수한 진동저감 성능을 발휘한다. 본 논문에서는 FxLMS 알고리즘을 기반으로 타코미터 및 가속도 센서 신호를 통해 연산된 제어명령을 하중발생기(CFG)로 전달하여 소형 민수헬기의 진동을 제어하는 소프트웨어 개발 및 검증 내용을 제시하였다. DO-178C /DO-331 표준에 따라 모델 기반 설계 기법을 통해 진동제어 소프트웨어를 개발하였으며, PILS 및 HILS 환경에서 실시간 작동 성능을 평가하였다. 특히, PILS 환경에서는 LDRA 기반 검증 커버리지를 통해 소프트웨어의 신뢰성을 향상시켰다. AVCS를 소형민수헬기에 적용하기 위해 지상/비행시험을 통해 대상 헬기 동적응답특성 모델을 획득하였다. 이를 기반으로 시스템 최적화 분석 및 비행시험을 통해 최적 성능을 발휘하는 AVCS 형상을 결정하고, STC 인증을 획득하였다. Active vibration control system(AVCS) for helicopter enables to control the vibration generated from the main rotor and has the superb vibration reduction performance with low weight compared passive vibration reduction device. In this paper, FxLMS algorithm-based vibration control software of the light civil helicopter tansmits the control command calculated using the signals of the tachometer and accelerometers to the circular force generator(CFG) is developed and verified. According to the RTCA DO-178C/DO-331, the vibration control software is developed through the model based design technique, and real-time operation performance is evaluated in PILS(processor in-the loop simulation) and HILS(hardware in-the loop simulation) environments. In particular, the reliability of the software is improved through the LDRA-based verification coverage in the PIL environments. In order to AVCS to light civil helicopter(LCH), the dynamic response characteristic model is obtained through the ground/flight tests. AVCS configuration which exhibits the optimal performance is determined using system optimization analysis and flight test and obtain STC certification.
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