PVI 개선된 전투기 옆 미끄럼 지시 시스템의 구현

조성환,장순용 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

조종사와 항공기간의 상호 연관성(PVI, Pilot-Vehicle Interface) 설계는 항공기의 조종 성능과 안전성에 영향을 주는 요소이다. FA-50 항공기의 옆 미끄럼 지시 시스템은 대기 센서로 측정한 옆 미끄럼각(AOS, Angle of Sideslip)을 비행제어 컴퓨터에서 처리하여 옆 미끄럼 지시계(Sideslip Indicator)를 통해 조종사에게 시현한다. 설계, 장착, 보정 등으로 인한 누적 오차와 비행 중 대기조건에 의한 복합적인 요인으로 옆미끄럼각 대기센서의 측정오차가 있는 경우 실제 항공기의 자세와 다소 차이나게 지시되어 항공기 조작 및 상황판단에 영향을 줄 수 있다. 이러한 현상을 개선하기 위해 모든 FA-50 계열 항공기에 H/W 변경없이 적용 가능한 소프트웨어(Flight Control OFP)의 개선으로, 옆 미끄럼 지시계로 시현되는 신호 소스를 상대적으로 오차가 작으며 대기조건의 영향이 적은 측면 가속도 센서 측정 신호로 대체하는 설계개선을 구현하였다. 본 논문에서는 PVI 를 고려한 옆 미끄럼 지시계 설계 개선 설계 과정의 상쇄연구, 시뮬레이션 및 설계/검증결과를 제시한다. PVI(Pilot-Vehicle Interface) is a factor affecting the handling quality and safety of aircraft. The sideslip indicating system of FA-50 displays AOS(Angle of Sideslip) measured by airdata sensor and computed by FLCC(Flight Control Computer). The accumulated measurement error coupled with flight conditions cause the error of indicating system. This error can affect the situated cognition of pilot and the operation of aircraft. The OFP is changed by replacing the source signal to lateral acceleration without hardware changes to improve the sideslip indicating error. This paper provide the result of trade-off study considering PVI, simulation and HW/SW Integration test.

초음속 항공기의 옆미끄럼각(AoS) 센서 측정편차에 의한 가로축 제어 영향성 및 개선에 대한 연구

이찬석,고기옥,조인제 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

초음속 항공기의 센서를 이용한 피드백 사용은 항공기 비행조건에 따라 센서의 측정편차가 클 경우 가로축의 피드백 제어에 영향을 줄 수 있다. 센서의 측정편차로 인해 항공기의 일부 초음속 구간에서 조종사 러더페달(방향타) 입력방향과 반대방향의 롤링이 일어나는 현상을 개선하기 위해 소프트웨어적(제어법칙)인 방법으로 센서의 초기 편차를 제거하는 효과를 이용하여 롤링의 방향을 같은(Positive)방향이 일어나도록 제어법칙을 개선하였다. 개선방법으로 조종사 러더입력 시 가로축에 피드백 되는 신호인 옆미끄럼각의 절대치를 사용대신에 옆미끄럼각의 초기값과 이후에 발생하는 차이(ΔAoS)를 가로축의 피드백으로 사용하였다. 본 논문에서는 초음속 일부 조건에서 옆미끄럼각의 측정편차가 큰 조건에서 가로축 안정성 확인 시뮬레이션 결과를 제시하고 가로축 안정성을 증대시키기 위한 방법에 대해 고찰하였다. This paper examined the positive rolling motion by removing a measurement error with a software approach in order to improve the rolling motion opposite to the rudder input of a pilot due to sideslip for a supersonic aircraft. At supersonic conditions, the difference (ΔAoS) between an initial value and the following value of sideslip is used in the rudder input of a pilot instead of an absolute value of the sideslip from the lateral feedback. In supersonic flight under certain condition, when input of the right rudder is applied in large variation of sideslip and the absolute value of the sideslip, the negative rolling motion is occurred. However, the positive rolling motion can be obtained with the variation of sideslip as the feedback when the input of the right rudder is used.

람다 날개 형상의 옆미끄럼각 효과에 대한 실험적 연구

심호준(HoJoon Shim),박승오(Seung-O Park),오세윤(Se-Yoon Oh) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.3

람다 날개 형상의 공력 계수에 대한 실험적 연구를 국방과학연구소의 중형아음속 풍동에서 수행하였다. 본 연구의 주목적은 옆미끄럼각의 변화에 따라 다양한 공력 계수가 어떻게 변화하는지를 조사하는 것이다. 옆미끄럼각이 0°인 경우, 피칭 모멘트가 급격히 불안정해지는 현상을 확인하였으며, 옆미끄럼각이 증가함에 따라 pitch break 현상이 더 높은 받음각에서 발생하는 것을 확인하였다. 롤링 모멘트는 옆미끄럼각이 있는 경우 pitch break와 유사한 특성을 보여준다. 이런 경향은 옆미끄럼각이 증가할수록 더 심하게 나타났다. 요잉 모멘트는 높은 받음각에서 옆미끄럼각에 따라 기울기가 크게 변화하였고 불안정한 방향 안정성이 뚜렷이 나타났다. 모멘트의 이런 특성들은 비행 제어를 위해서는 보다 효과적인 조종성 증가 장치가 필수적이란 것을 의미하고 있다. An experimental study on aerodynamic coefficients of a lambda wing configuration was performed at the low speed wind tunnel of Agency for Defense Development. The main purpose of this study was to investigate the effects of sideslip angle on various aerodynamic coefficients. In the case of 0° sideslip angle, nose-up pitching moment rapidly increases at a specific angle of attack. This unstable pitching moment characteristic is referred to as pitch break or pitch up. As the sideslip angle increases, the pitch break is found to be generated at a higher angle of attack. Rolling moment is found to show similar behavior pattern to ‘pitch break’ style with angle of attack at non-zero sideslip angles. This trend gets severer at greater sideslip angles. Yawing moment also shows substantial variation of the slope and the unstable directional stability with sideslip angles at higher angles of attack. These characteristics of the three moments clearly implies the difficulty of the flight control which requires efficient control augmentation system.

GPS/INS 정보를 이용한 발사체의 받음각 및 옆미끄럼각 추정

박정하,오경택,박종호,안재명,김유단 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

발사체가 상승단계에서 고층풍의 영향을 받을 경우 측력을 상쇄하고 원하는 궤도에 진입하기 위해 엔진짐벌을 조절하게 된다. 발사체는 휨 하중을 구조가 견딜 수 있는 범위 내로 제어하는 것이 중요한데, 폐루프 구조의 하중경감 제어를 수행하기 위해서는 받음각과 옆미끄럼각에 대한 정보가 필요하다. 본 논문에서는 발사체의 하중경감 제어시스템에 필요한 받음각과 옆미끄럼각을 GPS/INS 정보를 이용하여 추정하는 기법을 다룬다. 슬라이딩 모드와 확장칼만필터 구조를 가지는 관측기를 제안하였고, 수치 시뮬레이션을 통하여 추정 성능을 분석하였다. A launch vehicle utilizes the engine gimbal control to compensate lateral force while tracking desired trajectory. Because the launch vehicle is influenced by the wind at ascent phase, it is important to maintain the bending moment below the structural limit. Angle of attack and sideslip angle information are required to achieve load relief in closed loop control method. In this paper, the method to estimate the angle of attack and the sideslip angle is proposed using GPS/INS navigation data. Sliding mode observer and extended Kalman filter estimator are used, and performance of the proposed methods is evaluated in numerical simulation.

종축기동 초음속 유도탄의 옆미끄럼각에 따른 버즈마진 영향도 분석

박정우(Jung-Woo Park),박익수(Ik-Soo Park),최종호(Jong-Ho Choi),황기영(Ki-Young Hwang),민성기(Seong-Ki Min) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

종축기동 초음속 비행체의 옆미끄럼각에 대한 흡입구 성능 영향을 검토하였다. 초음속 흡입구 성능은 자유흐름 대비 전압력 회복율을 고려하였다. 전압력 회복율은 비행 마하수 및 총 받음각의 함수로 정의될 수 있다. 흡입구 성능 제어 시스템은 비행체 종축면의 전압력 센서를 이용하여 비행 마하수 및 받음각을 추정하며, 추정된 정보를 통해 흡입구 성능을 예측하여 목표 성능 제어 명령을 생성한다. 옆미끄럼각이 발생함에 따라서 총 받음각이 바뀌게 되고, 엔진 성능 변화를 야기하게 된다. 또한 제어시스템에서 인지하는 엔진 흡입구 성능은 실제와 차이를 보이게 되어 추가적인 제어 오차를 발생시키게 된다. 본 논문에서는 옆미끄럼각 발생에 따른 오차 요소를 분류하였고, 각 오차에 따른 흡입구 성능 영향을 정량화 하여 시스템이 확보해야하는 추가 여유를 산출하였다. This paper deals with the effects of unexpected sideslip angle on the supersonic intake performance. The supersonic vehicle is assumed to undergo longitudinal flight maneuver and take the corresponding control system which excludes lateral dynamics. The occurrence of sideslip angle results in the degradation of engine performance in total pressure recovery ratio. Also, it induces the control system not to estimate the exact engine intake status such that it loses the stability of the engine intake. In this paper, the control system considered in this study is briefly stated, the influence of additional sideslip to the control system is deduced, and, finally, the quantification of performance change due to the sideslip is conducted to evaluate the additional control margin.

비행시험을 통한 스마트무인기 대기자료장치 보정

조암,강영신,이용우,박범진,유창선,구삼옥 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.11

대부분의 유인기 및 무인기는 대기속도, 옆미끄럼각 등을 측정하기 위해 대기자료 장치를 장착하고 있다. 대기자료 장치는 피토-정압 튜브 및 옆미끄럼각을 측정하기 위한 베인(vane) 등으로 구성되어 있다. 피토-정압 튜브에서 측정되는 정압은 비행체에 대한 피토-정압 튜브의 장착 형상 및 받음각에 의해 큰 영향을 받는다. 또한 옆미끄럼각 및 받음각을 정확하게 측정하기 위해서는 측정 베인이 비행체에 의한 경계층흐름에 영향을 받지 않도록 비행체로부터 충분한 거리를 확보하여 설치되어야 한다. 그러나 구조적인 문제로 인해 충분한 거리를 유지하는 것은 쉽지 않고 이로 인해 발생하는 오차는 풍동시험이나 수치계산에 의해 보정하기가 어렵다. 따라서 대기자료장치는 비행체에 장착한 후 비행시험을 통한 보정이 반드시 필요하다. 본 논문에서는 지면속도를 이용한 정압, 즉 대기속도 보정기법과 비행데이터를 이용한 옆미끄럼각 보정 기법을 제시하고 이를 시뮬레이션을 통해 검증한다. 또한 스마트무인기의 비행데이터에 제안된 보정기법을 적용하고 이를 CFD 결과와 비교한다. Most aircrafts are equipped with an air data system to measure airspeed, angle-of-sideslip(AOS) and so on. An air data system consists of Pitot-static tube and gimbal-mounted weathervane. The static pressure obtained by Pitot-static tube is affected by fuselage nose and angle-of-attack(AOA). To measure AOA and AOS accurately, weathervane should be placed out of boundary layer around fuselage nose. But due to structural problems, it is not easy to keep sufficient distance between static-hole of Pitot-static tube and fuselage nose. This gives rise to the error of measured air data and it is difficult to correct this error by wind-tunnel test or computational method. Thus, air data system must be calibrated through flight test after installation. In this paper, airspeed or static pressure is calibrated using ground velocity. And this paper proposes Kalman filter based AOS calibration method using flight data. Proposed method is verified by simulation and real flight data of Smart UAV.

CFD 해석 기반 종축기동 초음속 비행체의 옆미끄럼각에 따른 흡입구 안정성 분석

박정우(Jung-Woo Park),박익수(Ik-Soo Park),진상욱(Sang-Wook Jin),박근홍(Keunhong Park),황기영(Ki-Young Hwang) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12

비행체 종축면에 장착된 비행정보 획득용 센서를 이용하는 버즈마진 제어기법의 옆미끄럼각에 의한 버즈마진 영향도에 대해 분석하였다. 비행정보 획득 시스템의 종축기동 영향을 분석하기 위하여 넓은 영역의 마하수, 받음각 및 옆미끄럼각 조건에서 전산유체해석을 수행하였고 이 결과를 이용하여 비행정보 획득 시스템을 모의하였다. 비행정보 오차로부터 버즈마진 제어성능으로 전파되는 과정을 정량화하기 위하여 다양한 비행조건에서의 수치계산을 수행하였고, 오차의 원인별 민감도를 분석하였다. 계산결과 단위 옆미끄럼각에 대해 단위 버즈마진의 감쇄효과가 발생하는 것으로 나타나 제어기법의 안정성에 중요한 영향 요소임을 확인하였다. 진의 감쇄효과가 발생하는 것으로 나타나 제어기법의 안정성에 중요한 영향 요소임을 확인하였다. This paper deals with the effects of unexpected angle of sideslip(AoS) on the buzz margin of supersonic intake. The buzz margin is stabilized by a controller which generates command depending only on the longitudinal sensor measurements. The analysis is performed based on three dimensional CFD results with which the sensor measurements can be simulated. The additional AoS results in the increase of total angle of attack, which causes the degradation of engine intake control performance and the sensor measurements differed from the initial. As a consequence, it is shown that the control stability is reduced such that additional control margin needs to be secured.

대기속도와 항법데이터를 이용한 기류각 및 바람 추정

조암,강영신,박범진,유창선 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11

비행체의 자동조종장치는 비행체를 조종하기 위해 비행체의 기류각, 즉 받음각과 옆미끄럼각을 피드백 한다. 피토-정압관에 장착된 기계적 베인으로 측정한 기류각은 저속에서는 정확하지 않고 잡음이 클 뿐만 아니라, 기계적 베인의 고장 위험성도 가지고 있다. 본 논문은 바람이 일정하다는 가정 하에 비행체의 기류각 및 바람 벡터를 추정하는 확장칼만필터를 제안한다. 제안된 필터는 대기속도와 GPS/INS 통합항법시스템의 지면속도 벡터, 항법데이터와 비행제어시스템의 제어 입력 값으로부터 계산되는 옆미끄럼각 계산값을 측정치로 사용한다. 옆미끄럼각 측정치를 계산하기 위해 필요한 조종 및 안정 미계수는 비행시험데이터로부터 계산된다. 제안된 필터의 성능을 검증하기 위하여 시뮬레이션을 수행하였고, 시뮬레이션 결과 필터 추정 값들이 참값에 수렴함을 확일 할 수 있었다. The aircraft autopilot needs the feedback of airflow angles, that is, angle-of attack and sideslip angle to control the aircraft. The airflow angles measured by a mechanical vane are not accurate and very noisy for low airspeed. Moreover, the vane has a mechanical failure risk. This paper describes the extended Kalman filter based method to estimate the airflow angles and three-dimensional wind speed under constant wind condition. In addition, it can correct the scaling error of the airspeed of an aircraft. It uses the airspeed measurements, constant wind condition and the sideslip angle computed from GPS/INS navigation data and stability and control derivatives estimated from flight data. Simulation results show that the proposed method works well in various conditions.

틸트로터 방식의 무인기 프롭로터 후류와 꼬리날개 간섭현상 및 횡 안정성에 대한 연구

정용수,유주열,권오준 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.4

본 연구에서는 제자리 비행모드에서 전진 비행모드로 천이 비행하는 틸트로터 무인기의 프롭로터 후류와 꼬리날개 간 간섭현상 및 무인기의 횡 안정성에 대한 연구를 수행하였다. 이를 위해 비정상, 비점성 유동해석을 수행하였으며 비정렬 중첩격자 기법을 사용하여 프롭로터와 동체 간의 상대운동을 모사하였다. 또한 프롭로터의 끝단 와류를 좀 더 정확히 포착하기 위하여 프롭로터에서 꼬리날개에 이르는 계산 영역에 조밀한 격자를 분포시켜서 해석을 수행하였다. 횡 안정성에 대한 연구를 위하여 옆미끄럼각을 증가시키면서 비정상 힘과 모멘트 분포 및 유동장 패턴을 비교하였다. 옆미끄럼각이 증가함에 따라 프롭로터의 후류와 꼬리날개 간의 간섭 현상이 증가하였으며 이러한 간섭 현상은 로터 회전에 따른 요(yaw) 모멘트의 진동폭을 증가 시켰다. 또한 옆미끄럼각의 증가는 양쪽 로터의 추력 불균형을 발생시 키고 이로 인해 롤(roll) 안정성도 변화하는 것으로 나타났다. The present study mainly aims to investigate the interference between the prop-rotor and the tail-wing and the lateral stability of a tilt-rotor UAV during the transient flight from the hover mode to the forward flight mode. For this purpose, unsteady, inviscid flow calculations were conducted based on an unstructured overset mesh technique for the simulation of the relative motion between the prop-rotor and the fuselage. To capture the tip vortex generated from the rotor properly, dense cells were distributed between the prop-rotor and the tail-wing. For the analysis of the lateral stability, unsteady force , moment, and flow pattern were compared for the sideslip angle variation. As the sideslip angle increases, the interference between the prop-rotor and the tail-wing was enlarged, and this interference magnifies the fluctuating magnitude of yaw moment. The increment of the sideslip angle also induced the imbalance of the thrust generated by the right and left rotors, affecting the roll stability.

CFD 해석 기반 종축기동 초음속 비행체의 옆미끄럼각에 따른 흡입구 안정성 분석

박정우(Jungwoo Park),박익수(Iksoo Park),진상욱(Sangwook Jin),박근홍(Keunhong Park),황기영(Kiyoung Hwang) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회지 Vol.18 No.3

This paper analyzes the effects of sideslip angle(SA) on the buzz margin of supersonic intake. The buzz margin is assumed to be stabilized by a controller which generates command depending only on the longitudinal sensor measurements. The analysis is performed based on three dimensional CFD results with which the sensor measurements can be simulated. In such a control system based on the longitudinal measurements, unexpected lateral flow perturbation results in the increase in the total angle of attack(TAoA), that causes the degradation of the engine intake performance. As a consequence, it is shown that the control stability is reduced such that additional control margin needs to be secured.