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FBW 항공기의 DDV 구동장치에 대한 구동전류 고장 모니터 설계
남윤수(Yoonsu Nam),박해균(Hae Kyoon Park),안종민(Jongmin Ahn),최섭(Sup Choi),권종광(Jongkwang Kwon) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.3
본 논문은 유압 공급 변에서는 2중으로 전기제어 면에서는 3중으로 다중화된 DDV 구동장치에 대한 구동전류 고장 모니터 설계에 관한 논문이다. 다중화된 신호들 가운데 어느 한 채널에 고장이 발생한다면, 이 신호는 정확히 감지되어야 하고, 시기적절하게 제거 되어야 하며, 남겨진 정상채널들은 그 기능이 재조정되어야 한다. 조종면 구동장치의 고장 모니터 설계는 비행체 역학, 비행제어법칙, 그리고 유압 구동장치 운통특성이 모두 고려된 통합적 관점에서 수행되어야 한다. MIL-F-8785C에서 규정하고 있는 고장에 따른 비행체 천이 응답 요구조건으로부터 조종면 구동장치의 고장이탈 한계를 결정하는 설계 방법이 제시되었다. This paper deals with a driving current fault monitor design methodology for a DDV actuation system which has a dual hydraulic power supply system, and triplex electric control capability. A fault existing among these redundant channels should be detected accurately and removed timely, and the remaining channels are to be reconfigured in order to compensate the role of a removed faulty channel. An integrated analysis on the aerodynamics, flight control laws, and DDV actuation system is essential for the design of an actuation system fault monitor. A method to define a fault transient boundary which specifies a maximum travel of an actuation system caused by the first faulty operation is proposed based on the top level requirement on the fault effect specified in MIL-F-878SC.
안종민(Jong-Min Ahn),임상수(Sang-Soo Lim),권종광(Jong-Kwang Kwon),최섭(Sup Choi),이용표(Yong-Pyo Lee),고준수(Joon-Soo Ko) 한국항공우주학회 2008 韓國航空宇宙學會誌 Vol.36 No.7
본 논문은 비행 중 비행제어법칙을 전환함으로써 실험 대상 비행제어법칙을 검증할 수 있는 비행제어법칙 전환시스템 개발에 관한 논문이다. 본 연구를 통하여 제어법칙 간 전환에 따른 천이응답을 최소화하기 위한 페이더 설계 및 대기 모드 상태에 있는 비행제어법칙의 적분기 안정화 설계가 도입되었다. 두 개의 제어법칙 간 데이터 통신은 1553 통신 방식을 채택하였다. 본 논문은 개발된 비행제어법칙 전환시스템의 구조 및 주요 개념 설계 연구 및 고등훈련기급의 비행성 평가 시뮬레이터를 이용한 시스템 검증 결과를 포함한다. This paper deals with a development of flight control law switching system which can be used for flight test of the research control law by switching control law during flight. Through this research program, fader logic and integrator stabilization design has been introduced to minimize the transient response of aircraft caused by flight control law switching and to prevent the divergence of the integrator included in the control law in standby mode. MIL-STD-1553B communication was applied to transfer the data between the two control laws. This paper introduce the control law switching system architecture and major design concept and include the system verification and validation result performed on the flying quality simulator of the advanced trainer.