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허진구 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11
일반적인 FBW(Fly-By-Wire) 비행제어 시스템은 조종사 명령에 따라 비행 중 여러 외란 조건에도 비행체가 목적 기동을 달성 할 수 있도록 비행체를 조종하는 기능을 한다. 이 기능을 수행하기 위해서는 조종사 입력 신호 처리, 대기 정보 계산, 유압 작동기 관리, 제어 법칙 설계, 자체 진단 기능이 필요할 뿐만 아니라 관련된 구성 요소들의 하드웨어 및 소프트웨어를 통합하는 기술이 필요하다. 최근에 개발된 전투기는 비행체 통합제어 시스템(Vehicle Management System, VMS)이 적용됨에 따라 고 신뢰시스템 개발 및 통합된 시스템의 검증을 위하여 시스템 통합이 더 중요해진다. 본 연구에서는 비행제어통합 절차 및 고려 사항, 그리고 FA-50 감항 인증 사례를 통한 인증 기법을 분석하였다. General FBW(Fly-By-Wire) FCS(Flight Control System) has an ability to control vehicle for expected maneuver according to pilot command under various disturbances on flight. To perform those function, FCS is required pilot input signal management, air data calculation, actuator management, control claw design, built-in-test as well as integration technologies for related software and hardware components. For the latest fighters, adapting VMS(Vehicle Management System), the system integration becomes more and more important to develop reliable system and verify integrated system. This paper presents procedures and considerations for flight control integration, and airworthiness certification techniques applied to FA-50.
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공기정보 오차에 의한 저고도 초음속 영역에서의 민감도 해석에 관한 연구
김종섭(Chong-sup Kim),황병문(Byung-moon Hwang),김성열(Seong-youl Kim),김성준(Seong-jun Kim) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.11
T-50 훈련기에 탑재되어 있는 전기식 비행제어계통 (Digital fly-by-wire flight control system)은 통합 다기능 감지기(IMFP : Integrated Multi-Function Probe)를 이용하여 항공기의 고도/속도/받음각 정보를 획득한다. T-50에는 3개의 IMFP가 장착되어 있으며, 이는 제어법칙에 3중의 소스를 제공한다. IMFP로부터 제공된 3개의 공기 정보는 중간 값을 채택하여 보다 신뢰성 있는 정보를 제어법칙에 제공한다. 고고도 초음속 비행시험 결과, 초음속 영역에서 발생하는 항공기 충격파(Shock wave)의 영향으로 인해 IMFP에서 측정되는 공기정보에 일시적으로 오차가 발생하였다. 이러한 오차정보는 항공기의 안정성에 영향을 미칠 수 있으며, 특히 저고도영역에서 이러한 오차정보가 제어법칙에 제공되어 질 경우, 항공기의 안전성에 영향을 미칠 수 있다. 본 논문에서는 저고도 초음속 영역에서, IMFP 오차정보로 인하여 발생할 수 있는 비행안정성 및 조종성(Controllability)을 해석하기 위해 민감도해석(Sensitivity analysis) 및 HQS(Handling Quality Simulator) 조종사 평가를 수행하였다. T-50 supersonic jet trainer aircraft using digital flight-by-wire flight control system receives aircraft flight conditions such as altitude, VCAS(Calibrated Airspeed) and Angle of Attack from IMFP(Integrated Multi-Function Probe). IMFP sensors information have triplex structure using three IMFP sensors. Air-data selection logic is mid-value selection in three information from three IMFP sensors in order to have more reliability. From supersonic flight test at high altitude, air-data information is dropped simultaneously because of supersonic shock wave effect. This error information may affect to aircraft stability and safety in supersonic area at low altitude. this paper propose that sensitivity analysis and HQS(Handling Quality Simulator) pilot simulation in order to analyze flight stability and controllability in supersonic area at low altitude when these information is applied to flight control law.
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T-50 형상 재구성 모드의 항공기 비행 안정성에 관한 연구
김종섭(Chong-sup Kim),황병문(Byung-moom Hwang),황민환(Min-hwan Hwang),배명환(Myung-whan Bae) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.5
현대의 고성능 전투기에 탑재되어 있는 전기식 비행제어계통(Digital Fly-By-Wire Flight Control System)은 통합 다기능 감지기(IMFP : Integrated Multi-Function Probe)에 의해 항공기의 고도/속도/받음각 정보를 얻는다. T-50에 적용되어 있는 3개의 IMFP는 3중 결함 및 분리되지 않는 2중 결함에 대해서 비행 안정성(Flight Stability)을 확보하기 위해 형상 재구성 모드(Air Data Reconfiguration Mode)를 제어법칙에 적용했다. 본 논문에서는 항공기 운용 시 발생할 수 있는 IMFP 결함으로 인한 형상 재구성 모드 제어법칙에 대해, 비행 안정성을 해석하기 위하여 선형해석(Linear Analysis) 및 HQS(Handling Quality Simulator) 조종사 시뮬레이션을 수행하였고, IT-50 비행시험 시, 발생했던 IMFP 결함으로 인해 제어법칙이 형상 재구성 모드로 적용되었던 사례를 제시했다. 그 결과, T-50 훈련기의 제어법칙이 형상 재구성 모드로 전환될 경우, 항공기 안정성에는 영향이 없다는 것을 알았다. Modern versions of supersonic jet fighter aircraft using digital flight-by-wire flight control system receive aircraft flight condition such as altitude, airspeed and AoA(angle of attack) from IMFP(Integrated Multi-Function Probe). IMFP sensors data have triplex structure using three IMFP sensors. An air data reconfiguration mode is applied to a T-50 flight control law to guarantee the aircraft flight stability when 2 or 3 IMFP sensors data are invalided. In this study, linear analysis and HQS(Handling Quality Simulator) pilot simulation are performed to analyze flight stability when the air data reconfiguration mode is applied to the control law. And we propose an example that the air data reconfiguration mode is applied to the control law due to second failure of IMFP during T-50 flight. It is found that the aircraft flight stability is not affected when the T-50 flight control law is changed to the air data reconfiguration mode.
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이상헌,조인아,전다형 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11
소형 전술급 무인항공기의 통합비행제어컴퓨터를 개발하였다. 제한된 탑재공간과 중량을 고려하여 항법장비를 비행제어컴퓨터에 내장하고 이중화 구조를 채택하여 신뢰성을 확보하여 전술급 무인항공기에 적합하도록 설계되었다. 자동화 및 실시간 처리 능력을 고려한 RTOS 를 탑재 할 수 있도록 고성능 플랫폼을 제공 하고, 대용량의 저장장치를 사용하여 활용도가 높은 다양한 기능을 제공하도록 구현 하였다. 본 논문에서는 소형 전술급무인기에 적합한 소형/경량화와 고성능/다기능 그리고 고신뢰성을 만족한 통합비행제어컴퓨의 설계 결과와 검증방법에 대해서 기술한다. The Integrated Flight Control Computer(IFCC) was developed for a small tactical UAV. The MEMS-based GPS/INS Navigation System was included inside the IFCC in order to meet the restriction of the installation space and weight requirement and Dual Redundancy structure was employed to secure the reliability for the tactical UAV. The IFCC provided a high quality platform that Real-Time Operating System(RTOS) could be embedded in order to improve the ability of data processing in real time and use a mass storage device to give multifunction. This paper describes design result of IFCC that satisfy the miniaturization/lightening of weight, high quality performance/multifunction and high reliability for the small tactical UAV and the verification.
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