T-50 착륙외장 형상에서 조종면 형상 재구성 모드의 항공기 비행 안정성에 관한 연구

김종섭(Chong-sup Kim) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.3

현대의 고성능 전투기에 탑재되어 있는 전기식 비행제어계통(Digital Fly-By-Wire Flight Control System)은 항공기 조종면의 고장으로 인해 발생할 수 있는 항공기의 안정성을 보장하기 위해 조종면 형상 재구성 모드(Control Surface Reconfiguration Mode)가 설계되어 있다. T-50 제어법칙에는 단일 조종면이 고장 났을 경우, 정상작동중인 나머지 조종면을 이용하여 항공기를 원활히 조종할 수 있도록 형상 재구성 모드가 적용되어 있다. 본 논문에서는 항공기 운용 시 발생할 수 있는 조종면 결함으로 인해 형상 재구성 모드 제어법칙이 적용되었을 경우, 착륙외장형상에서 항공기 안정성을 해석하기 위하여 선형해석(Linear Analysis)을 수행하였다. 그리고 착륙에 대한 비행성(Flying Quality) 저하여 부를 판단하기 위해, HQS(Handling Quality Simulator)를 이용하여 조종사 시뮬레이션을 수행하였다. 해석결과, 조종면 고장으로 인해 제어법칙이 형상 재구성 모드로 전환될 경우, 항공기의 조종성 및 비행성의 저하가 다소 발생하였지만, HQS 조종사 시뮬레이션 결과 착륙과정에서는 비행성 요구도인 Level 1을 만족할 수 있었다. Modern versions of supersonic jet fighter aircraft using a digital flight-by-wire flight control system design utilizes a control surface reconfiguration in order to guarantee the aircraft flight stability when a control surface is failed. The T-50 flight control laws are designed such that the surface reconfiguration mode controls the aircraft using non-failed control surfaces when one of the control surfaces is failed. In this paper, linear analysis and HQS(Handling Quality Simulator) pilot simulations are performed to analyze the flight stability and handling quality when the surface reconfiguration mode is engaged for aircraft landing configuration. It is found that the aircraft flight stability and handling quality is satisfied to level 1 requirements when the T-50 flight control law is changed to the surface reconfiguration mode.

비행체 조종면에 작용하는 힌지 모멘트의 시험적 측정 방법 연구

박종민(Jong-Min Park),정상준(Sang-Joon Chung) 한국항공우주학회 2012 韓國航空宇宙學會誌 Vol.40 No.2

본 논문에서는 비행체 날개의 조종면에 작용하는 힌지 모멘트 분석을 위한 시험적 방법 및 결과를 수록하였다. 비행 공력 하중에 의하여 조종면에 힌지 모멘트가 작용할 경우, 조종면 구동장치에서 측정된 각도와 실제 조종면의 각도 사이에 탄성 변형에 의한 차이가 발생하며, 이 차이를 측정하여 힌지 모멘트로 환산할 수 있다. 이를 위하여 지상에서 조종면 구동장치 시스템의 비틀림 강성을 측정하기 위한 정하중 시험 및 조종면 각도 센서 교정시험을 수행하였다. 이 결과를 이용하여 비행 중 작용하는 힌지 모멘트를 계산할 수 있으며, 또한 체결부위의 미끄러짐 및 백래시 등의 기계적 오차도 예측할 수 있다. 실제 비행 시험 결과를 이용하여 조종면에 작용한 힌지 모멘트를 계산한 결과와 수치 해석 결과의 비교를 통하여, 제시된 하중 측정 방법의 타당성을 입증하였다. This paper contains the test method to obtain aerodynamic hinge moments acting on the control surface of air vehicle wing. During the flight, hinge moments make difference between actual control surface angle and control angle which is measured by sensor of actuator. The hinge moments can be obtained by using this difference. Static ground load test and calibration test were conducted to obtain torsional stiffness of control surface actuation system. This results are used to calculate hinge moments. In addition, the mechanical errors of actuation system such as slip angle of mounting point and backlash could be estimated. Using flight test results, this experimental measurement method of hinge moment acting on control surface is conducted. The results of this method are similar to those of numerical simulation method, and the validity of this method is proved.

두루미-Ⅱ 무인기 기반의 조종력 할당 기법 성능 평가

민병문(Byoung-Mun Min),김응태(Eung-Tai Kim),이장호(Jang-ho Lee),탁민제(Min-Jea Tahk) 한국항공우주학회 2007 韓國航空宇宙學會誌 Vol.35 No.2

본 논문에서는 두루미-Ⅱ 무인기 모델을 이용하여 다양한 조종력 할당 기법의 성능을 평가하였다. 조종력 할당 기법은 먼저 조종면 고장을 고려하지 않은 상태에서 대상 항공기의 기준 비행제어 시스템을 설계한 후, 조종력 할당 알고리즘을 결합하여 구현할 수 있다. 본 논문에서 대상 항공기 모델인 두루미-Ⅱ 무인기의 기준 비행제어 시스템을 고전제어 기법에 근거하여 설계하였다. 그리고 Psuedo-inverse CA 기법과 Direct CA 기법 및 Optimization CA 기법을 구현하여 두루미-Ⅱ 무인기의 기준 비행제어 시스템과 결합한 후, 조종면 고장 시나리오에 따른 비선형 시뮬레이션을 통해 각 조종력 할당 기법의 성능을 평가하고 비교하였다. This paper focuses on the performance evaluation of various control allocation methods applied on DURUMI-Ⅱ UAV system. In order to implement control allocation scheme to aircraft control system, control system can be designed through two step design procedure. The first step is to design a baseline control system for an aircraft without consideration of control surface failure. The second step is to design a control allocator that maps the total control command on the individual control surfaces. In this paper, several control allocation methods such as Psuedo-Inverse CA method, Direct CA method, and Optimization CA method are implemented and integrated to the baseline flight control system of DURUMI-Ⅱ UAV. The performance of these control allocation methods is evaluated by nonlinear simulation under the flight scenario of control surface failure.

스마트무인기 축소모형의 조종면 혼합기 설계

강영신(Young-Shin Kang),박범진(Bum-Jin Park),유창선(Chang-Sun Yoo) 한국항공우주연구원 2006 항공우주기술 Vol.5 No.2

틸트로터 항공기는 회전익모드, 천이모드, 고정익모드를 동시에 갖는 복합 형상 항공기 이다. 각 비행모드에서 최적의 상태로 비행하기위해서는 조종면 변위를 적절히 분배하고 조합하는 조종면의 혼합기설계가 요구된다. 회전익과 고정익을 전환할 수 있도록 설계된 천이모드는 나셀각의 변경에 따른 추력선이 변경되고 이로 인해 천이모드에서 피치, 롤, 요축에 대해 불필요한 힘과 모멘트를 발생시킨다. 본 논문에서는 나셀의 틸팅각 변화에 따라 발생하는 힘과 모멘트를 다른 조종면을 통해 적절히 조절하여 일관된 항공기의 운동이 발생하도록 하는 스마트무인기 40% 축소모델에 대한 조종면 혼합기설계에 대해 서술하였다. Tilt rotor aircraft is a multi-configuration airplane which has three independent flight modes; helicopter, conversion, and airplane. The control surface mixer design is required to generate and distribute efficient control forces and moments in each flight mode. In the conversion mode, the thrust vector is changed from helicopter mode to airplane, therefore the thrust vector makes undesired forces and moments which affect on pitch, roll and yaw dynamics. This paper describes the design results of control surface mixer design which minimize the undesired forces and moments due to nacelles tilting angle change for 40% scaled model.

무미익 형상 비행체의 조종면 힌지 모멘트 측정에 관한 풍동실험 연구

장영일,김시태,정형석,권기범,김종범,김봉관,임흥식,김현순,이호근 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

무미익 형상 비행체의 조종면 힌지모멘트 측정을 위해 1/5 축소 하프 모델을 사용하여 조종면의 힌지모멘트를 측정하는 시험을 수행하였다. 시험변수로서 받음각, 조종면(In-Board:IB, Mid-Board:MB, Out-Board:OB, Spoiler) 변위를 선정하였으며 각 조종면의 힌지모멘트를 측정하여 힌지모멘트 계수를 도출하였다. IB 변위는 MB, OB의 힌지모멘트에 영향을 미치며, MB는 OB에, OB는 MB에, SP는 MB, OB에 영향을 미침을 각각 확인하였다. 추가로 MB의 뒷전에 웨지 적용 시와 조종면-주익 사이 공간 밀봉 시에 힌지모멘트에 대한 영향을 조사하였다. 본 풍동시험 결과 및 분석자료는 제안된 람다형 날개 형상 무인기 조종면의 조종력 예측 및 제어기 설계에 매우 유용하게 활용될 것이다. A wind tunnel test which measures the hinge moment acting on the control surfaces of a lambda wing configuration UAV is carried out using a newly developed moment balance and a 1/5 scaled half wind tunnel model. The hinge moment is measured while varying the angle of attack and the control surfaces(In-Board:IB, Mid-Board:MB, Out-Board:OB, Spoiler) deflection angle conditions. The results show that IB deflection has influence on the hinge moment measurements of MB and OB, whereas OB deflection on those of MB, and SP deflection on those of MB and OB, respectively. The present results would be useful in predicting control force and designing control system of blended-wing-body configuration vehicle.

복합재료 조종면의 정하중 구조시험

조숙경,이명건,조창민,이기범 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

항공기에 장착되는 조종면의 종류는 플랩, 에일러론 등이 있고, 현재 운용중인 대부분의 항공기는 복합재로 제작된 조종면을 장착하고 있다. 본 연구에서는 항공기의 주익에 장착되는 조종면에 대한 구조건 전성을 검증하기 위해 정하중 구조시험을 별도로 수행하였다. 주익에 연결되는 실제 경계조건을 모사한 시험장치를 구성하였으며, 시험조건에 대한 유한요소모델(FEM)을 생성하여 금속재료 피팅 및 복합재료 샌드위치 구조에 대한 구조해석이 수행되었다. 임계하중 조건에 대한 설계제한하중시험(design limit load test: DLLT) 및 설계극한하중시험(design ultimate load test: DULT)을 수행하여 설계하중에 대한 구조건전성을 검증하였으며, 파단시험(design fracture load test: DFLT)을 통해 조종면이 견딜 수 있는 강도를 확인하였다. 시험결과와 해석결과를 비교하여 FEM의 상관성을 입증하였다. The control surfaces of an aircraft consist of flap and aileron. Most of the aircraft which is working has composite control surfaces. The static structural test for the control surface of the large composite wing box was performed to verify the static strength analysis and the design ultimate strength capabilities. The static test was set according to the real boundary condition. The finite element model was made and structural analysis was performed for the metal fitting and composite sandwich structure. The design limit load test and the design ultimate load test were performed and the ultimate strength of the control surface was confirmed by the design fracture load test. The comparison between the test results and the analysis results are presented here and discussed.

수정된 의사역행렬 재분배 기법을 이용한 여유 조종력 할당

진재현(Jaehyun Jin),유창선(Chang-Sun Yoo),류혁(Hyeok Ryu),탁민제(Min-Jea Tahk) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.9

여유 조종면은 고성능 비행 모드 혹은 내고장 제어를 가능하게 하기 때문에 현대의 항공기 설계에 많이 채택되고 있으며, 효율적인 관리 방안이 필요하다. 본 논문에서는 여유조종면 관리 방안의 하나로 조종력을 할당하는 문제를 다루며, 기존의 방법에 비해서 성능이 향상된 의사역행렬 재분배 기법을 제시한다. 기존의 의사역행렬 재분배 기법은 의사 역행렬 계산에서 포화가 일어나는 모든 조종력을 동시에 한계값으로 설정하였지만, 수정된 기법은 하나의 조종력만을 한계값으로 설정하고 나머지를 재분배하는 방법이다. 수치 예제를 이용하여 기존의 기법과 제안한 기법의 성능을 비교하였으며, 더 뛰어난 성능을 보였다. Redundant control surfaces are adopted to modern aircraft designs because of high performance and fault tolerant control, so efficient redundancy management is necessary to take advantage of redundant control surfaces. This paper focuses on the control allocation scheme as one of redundancy management methods. A modified pseudo inverse redistribution method is proposed. The existing method sets all saturated controls as their limit values when a pseudo inverse is calculated. But the modified scheme sets only one saturated control as its limit value and redistributes remaining controls. It is shown that the proposed scheme is superior to the existing method by several numerical examples.

신경회로망을 이용한 적응 자동비행제어법칙 설계 및 무인항공기 조종면 고장 비행시험

백한영,최성환,김병수,이인석 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

일반적으로 무인항공기는 유인항공기에 비해 개발주기가 빠르고 운용영역이 제한적이다. 따라서 개발과정에서 유인항공기 개발만큼 많은 시간과 막대한 비용을 투자하기 어렵고, 항공기 설계의 요구조건 또한 까다롭지 않다. 모델 역변환 기법을 이용하여 최소한의 항공기 모델 정보를 가지고 제어법칙을 설계하고 이때 발생하는 오차는 신경회로망을 이용한 적응 제어법칙을 설계하면 무인항공기가 운용되는 전체 비행영역에서 사용 가능하고 많은 시간과 비용을 절약 할 수 있다. 또 다중화 시스템 구현이 어려운 소형 무인항공기가 임무 수행중에 조종면 고장을 일으켜도 대응이 가능하다. 본 연구에서는 신경회로망 기반의 적응 자동비행제어법칙을 설계하고 에일러론 고장 상황의 비행시험을 수행하여 제어법칙과 무인항공기의 비행시험 시스템을 검증하였다. Unmanned aerial vehicles typically have a shorter development cycle than that of manned aerial vehicles and their operation areas are limited. therefore, it is difficult to invest much time and enormous costs in the development process as for manned aerial vehicles, and the requirements for the design are not very strict. The design of control laws with the minimum aerial vehicle model information using the Dynamic Model Inversion and handle errors using the Neural Network based Adaptive Flight Control, they can be used in the entire fly areas, also save much time and costs. Furthermore, it is possible to respond to any faults that may occur during a mission in small unmanned aerial vehicles that have difficulty in the implementation of a redundancy. In this study, an adaptive flight control laws based on a neural network were designed and the control laws and flight test system for unmanned aerial vehicles were verified through a aileron fault case flight test.

다중 유압 서보 작동기의 force fighting 현상 개선에 관한 연구

이희중(Hee-Joong Lee),최형돈(Hyung-Don Choi),강이석(E-Sok Kang) 한국항공우주연구원 2013 항공우주기술 Vol.12 No.1

항공기의 자세제어를 담당하는 각각의 비행 조종면에 중복안정성 등의 이유로 여러 개의 작동기를 연결하여 사용하고 있다. 다중 작동기들이 동시에 정확하게 같은 위치로 이동하지 않으면 비행조종면에 변형이 발생한다. 그 결과 변형된 조종면이 원래 상태로 복원하려는 힘에 의해 작동기들 간에 force fighting이 발생한다. 게다가 force fighting은 각 장치들의 초기 허용 오차 등에 의해서도 발생한다. 다중 작동기간의 force fighting 현상은 제어정밀도에 영향을 미치고 피로파괴의 원인이 되어 작동기와 비행조종면의 수명을 단축할 수도 있다. 본 논문에서는 두 개의 서보작동기를 사용하는 시스템의 force fighting을 감소하기 위하여 힘되먹임제어를 사용하는 제어기를 설계하였다. In general, multiple hydraulic servo actuators are installed on one control surface of aero-dynamically highly loaded condition aircraft for redundancy management to satisfy flight control safety requirements. If motions of multiple actuators are not synchronized, control surface is deformed from its free stressed state. In result, force fight conditions are generated on each actuator due to restoration reaction force of deformed control surface. In addition, force fight is induced from severe initial rigging tolerance. Force fight condition of multiple actuators affects control accuracies and reduces operational life of actuators and control surface due to fatigue phenomenon. In this study, we designed controller using force feedback to reduce force fight of duplex servo actuation system.

능동제어 비행체의 종방향 운동을 위한 조종면 모델링 및 조종력 분석

이지훈(Jihoon Lee),강형관(Hyeonggwan Kang),이상민(Sangmin Lee),김유단(Youdan Kim),석진영(Jinyoung Suk),김승균(Seungkeun Kim) 한국항공우주학회 2021 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2021 No.11