ITQ PowerPoint 2010 자격증 한번에 따기 [교안]
TCMP를 이용한 하드웨어 전환장치 설계에 관한 연구
제 1단원 ITQ 파워포인트 2010 문혜영 교수 HyeYoung www.itq.or.kr HyeYoung 2 저장 및 답안전송 1 4 ① 바탕화면의 [KOAS 수험자용]을 더블클릭합니다. ② [수험자 등록] 대화상자에 [수험번호]를 입력한 후 [확인]을 클릭합니다 ③ [수험자 버젂 선택] 대화상자에서 [MS 오피스2007 이상]을 선택한 후 [ 확인]을 클릭합니다.④ [수험자 버젂 선택] 대화상자의 내용을 확인 후 맞 으면 [확인]을 클릭하면 수험자 로그인이 완료됩 니다. 3 ITQ2010 가이드 북 3 Page 수험자 로그인 2 HyeYoung ① 바탕화면의 [Microsoft PowerPoint 2010]을 더블클릭합니다. ② 파워포인트 2010이 실행되면 [파일] 메뉴를 클릭 후 [저장하기]를 클릭합니다. ③ [다른 이름으로 저장] 대화상자의 저장위치 를 [내문서]로 선택 후 [ITQ] 폴더를 더블클 릭합니다. ④ 파일 이름을 본인의 [수험번호-이름]으로 수정한 후 [저장]을 클릭합니다. 2 3 4 1 ITQ2010 가이드 북 4 Page 저장 및 답안전송 저장 HyeYoung ① 파워포인트 2010의 제목표시줄에 본인의 파일 이름이 맞 게 되 었는지 확인한 후 작업표시줄의 [KOAS 수험자용..]을 클릭합니다. ② 저장한 답안을 전송하기 위해 [답안전송]을 클릭합니다. ③ [MessageBox] 대화상자의 내용을 확인 후 맞으면 [예]를 클릭 합니다. ④ [고사실 PC로 답앆 파일 보내기] 대화상자의 내용을 확인 후 [답 앆젂송]을 클릭합니다. 2 3 4 1 저장 및 답안전송 답안 전송 ITQ2010 가이드 북 5 Page HyeYoung 답안 전송 ① [MessageBox] 대화상자의 내용을 확인 후 [확인]을 클릭합니다. ② [고사실 PC로 답앆 파일 보내기] 대화상자 의 상태 항목에 [성공] 으로 나타나는지 확 인 후 [닫기]를 클릭합니다. ③ 답앆젂송이 성공되면 [최종 답앆젂송 시갂] 을 확인할 수 있습니다. ④ 파워포인트 2010을 클릭하여 홗성화한 후 시험을 짂행합니다. 1 2 3 4 클릭 저장 및 답안전송 ITQ2010 가이드 북 6 Page 160 Page Q&A 1 질문사항 : 3번 슬라이드의 영문 텍스트를 입력 안 하면 60점 모두 감 점인가요? 답변 : 아닙니다. 작성하지 않은 영문 텍스트에 대해 부붂점수맊 감점 됩니다 답변 : 제목과 바닥글 영역 을 뺀 슬라이드 영역을 9 등붂 하여 배치를 맞춥니 다. 예제의 경우 그림은 6 범위 내에 있어야 정답 처 리됩니다. Q&A 2 질문사항 : 3번 슬라이드의 동영상은 어떤 기준으로 배치해야 하나요? © 2012 한국생산성본부 7 Page 1 2 3 4 5 6 7 8 9 161 Page Q&A 3 질문사항 : 3번 슬라이드에서 꼭 내어쓰기를 맞춰줘야 하나요? 답변 : 네 반드시 맞춰줘야 합니다. 눈금자를 이용하여 출력형태와 동일하게 작성하셔야 정답 처리되나, 자동개행하여 오른쪽 부붂이 맞춰지지 않는 부붂은 감점되지 않습니다(단, 오른쪽 부붂을 맞추기 위해 텍스트 상자 크기를 조젃하거나, Shift+Enter를 이용하여 단락 유지줄바꿈을 하여도 무방합니다) © 2012 한국생산성본부 ITQ2010 가이드 북 8 Page 162 Page Q&A 4 한국의 미 출력형태 한국의 미 한국의 미 한국의 미 오답 조젃점 미적용으로 오답 테두리선 미적용으로 오답 텍스트가 도형 밖으로 나올 경우 오답 정답 처리 반드시 출력형태와 동일하게 모양, 효과, 배치, 기준을 맞춰야 정답 처리 한국의 미 그림자 미적용 오답 질문사항 : 6번 슬라이드 도형의 색상은 모두 다르게 작성해야 하나요? 답변 : 아닙니다. 시험지는 흑백으로 인쇄되는 곾계로 특별히 지 시된 색이 없는 경우는 투명을 제외한 임의의 색을 동일하게 적 용하여도 감점되지 않습니다.(단, 테두리 유무, 대시(선) 스타일, 3차원효과, 그림자 효과 등은 출력형태를 확인하여 반드시 동일 하게 작성하여야 감점되지 않습니다.) © 2012 한국생산성본부 9 Page 163 Page Q&A 5 모범답안 예 : 제출답안 감점1 감점2 감점3 감점1 : Y축 눈금선 미적용 감점2 : 소수점 자리 틀림 감점3 : 데이터 레이블 미적용 질문사항 : 붂명 지시사항대로 작성하였는데 차트에서 감점은 어디서 되는 거죠? 답변 : 5번 슬라이드 차트는 지시사항대로 작성한 후에 반드시 출력형태와 비교하여 세부항목을 맞춰줘야 감점되지 않습니다. © 2012 한국생산성본부 10 Page 164 Page Q&A 6 질문사항 : 도형의 테두리 두께는 변경해야 하나요? 답변 : 아닙니다. 테두리 두께는 기본값(디폴트)으로 둬도 감점되지 않습니다(단, 출력형태로 확인이 가능한 선 스타일(점선 등)은 맞춰줘 야함). Q&A 7 질문사항 : 상위버젂에서 도형회젂시 텍스트가 같이 회전이 되는데 방법이 있나요? 답변 : 상위버젂에서 도형내에 텍스트넣고 상하대칭을 할 경우 텍스트도 같이 회전 이 됩니다. 출력형태와 동일한 텍스트를 입력할 수 없을 경우, 도형 위에 텍스트 상 자를 올려 사용하여도 무방합니다. © 2012 한국생산성본부 11 Page - 오타 없이 파워포인트/영문 텍스트를 입력하고 글머리기호 및 한 수준 내리기, 줄 갂격을 출력형태 와 동일하게 작성, 동영상 삽입 후 크기조젃, 출력형태와 동일하게 배치합니다. •젂체구성 - 출력크기 A4, 슬라이드 개수 6개, 슬라이드번호, 바닥글은 제목슬라이드에는 표시앆함으로 설정하 고 마스터 등 젂체적인 구성을 확인합니다.. •제목 슬라이드 - 점 편집을 이용한 도형을 출력 형태와 동일하게 작성하고 워드아트 삽입, 로고 삽입시 배경색은 투 명으로 지정합니다. 목차 슬라이드 - 도형을 작성 후 출력 형태와 동일하게 배치하고 자르기를 이용한 그림삽입, 지시사항에 맞게 하 이퍼링크를 설정합니다. •텍스트 슬라이드 •표 슬라이드 - 표를 작성 후 셀 병합, 색 찿우기 텍스트 맞춤 등을 출력형태와 동일하게 작성하고 도형을 삽입합니다. •차트 슬라이드 - 데이터 입력, 차트 유형, 계열이 일치되게 순서에 맞게 정확히 작성하고 항목별 지시사항을 꼼꼼히 체크합니다. •도형 슬라이드 - 도형 , 스마트 아트를 이용하여 출력형태와 동일하게 작성하고 배치 한 후 효과지정(그림자, 그라데 이션)등을 꼼꼼하게 체크합니다.작성한 도형은 그룹지정 후 애니메이션을 순서에 맞게 지정합니다. © 2012 한국생산성본부 ITQ2010 가이드 북 12 Page HyeYoung 단축키 • Ctrl + M : 새 슬라이드 맊들기 • Ctrl + F : 텍스트 검색창 열기 • Ctrl + K : 선택영역 하이퍼링크 삽입Ctrl + Shift + P : 글꼴 옵션 열기 • Ctrl + O : 파워포인트 문서 열기 • Ctrl + S : 파워포인트 문서 저장 • Ctrl + Y : 이젂작업 재실행 • Ctrl + Shift + > : 글꼴 크기 키움 • Ctrl + Shift + < : 글꼴 크기 줄임 • Alt + F2 : 다른 이름으로 저장 • F4 : 마지막 작업을 반복 • F5 : 슬라이드 쇼 실행 • Shift + F5 : 현재 슬라이드 부터 쇼 실행
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TCMP를 이용한 하드웨어 전환장치 설계에 관한 연구 A Study on the Design of Hardware Switching Mechanism using TCP/IP Communication Abstract : The SSWM(Software Switching Mechanism) of 1-processor concept using non-real time in-house software simulation program is an effective method in order to develop the flight control law in desktop or HQS environment. And, this system has some advantages compare to HSWM(Hardware Switching Mechanism) such as remove the time delay effectiveness and reduce the costs of development. But, if this system loading to the OFP(Operational Flight Program), the OFP guarantee the enough throughput in order to calculate the two control law at once. Therefore, the HSWM(Hardware Switching Mechanism) of 2-processor concept is necessary. This paper addresses the concept of HSWM of the HQS-PC interface using TCP/IP(Transmission Control Protocol/Internet Protocol) communication based on flight control law of advanced supersonic trainer. And, the fader logic of TFS(Transient Free Switch) and stand-by mode of reset 'O' type are designed in order to reduce the abrupt transient response and minimize the integrator effect in pitch axis. The result of the analysis based on HQS pilot simulation using HSWM reveals that the flight control systems are switching between two computers without any problem. Keywoids : HSWM(Hardware Switching Mechanism), RFCS(Research Flight Control System), PFCS(Primary Flight Control System), TFS(Transient Free Switch), STB Mode(Stand-By Mode) L 서론 제어법칙 검증은 선형/비선형해석(linear/nonlinear analysis) 및 HQS(Handling Qualities Simulator)를 이용하여 지상에서 일부 수행되지만,이러한 검증 방법은 항공기 동특성을 파 악하는데 한계가 있다 따라서 항공기의 동특성을 정확하게 파악하기 위해서는 실제 항공기를 이용한 비행시험(flight test)이 필요하다. 그러나 검증되지 않은 제어법칙을 이용하 여 초도 비행시험을 수행하는 것에는 많은 위험 부담이 따 른다. 따라서 초도 비행을 수행하기 전에 설계된 제어법칙 을 이용하여 항공기의 동특성을 파악하표 비행 안전성을 검증하기 위한 공중모의 비행시험기(IFS: In-Flight Simulator) 가 필요하다. IFS는 SU-27, F-18 HARV(High Angle of Attack Research Vehicle) 및 F-16 VISTA(Variable stability In flight Simulation Test Aircraft)에서 적용되고 있다[3]. IFS의 개념은 신규 항공기에서 새로이 개발된 제어법칙 (RFCS: Research Flight Control System)의 검증을 위해 이전 에 검증된 바 있는 고유의 비행제어법칙(PFCS: Primaiy Flight Control System) 이 RFCS 에 대기모드로 추가된다. 따 라서 이 • 착륙 및 비행시험 영역까지의 비행은 PFCS를 이 용하고^ 검증 영역에서는 RFCS로 전환하여 신규 제어법칙 을 이용해서 항공기 동특성을 파악한다. 그러므로 RFCS를 * 책임 저자{Corresponding Author) 논문접수 : 2006. 8. 28., 채택확정 : 2007. 2. 27. 김종섭,조인제,강임주 : 한국항공우주산업 (robocskim@koreaaero.com/fogchoij@koreaaero.corn/kang2408@koreaaero. com) 임상수,안종민 : 국방과학연구소 (ssslim@hanmml.net/ajmkj a@hanfos.com) 이용하여 항공기 동특성을 정확하게 파악할 수 있고 PFCS 를 대기모드로 적용함으로써 비행 안전성을 높일 수 있을 뿐만 아니라,제어법칙 개발을 위한 위험 부담을 줄일 수 있다. 전환장치는 두 가지 부분으로 나눌 수 있는데,동일 한 프로세서에 PFCS와 RFCS를 설계하는 소프트웨어 전환 장치 (SSWM: Software Switching Mechanism) 와 다른 프로세 서에 PFCS와 요마조를 분리하여 설계하는 하드웨어 전환장 치 (HSWM: Hardware Switching Mechanism)로 나눌 수 있다. SSWM은 하드웨어 구성요소 및 개발비용을 단축시키는 이 점이 있으나,PFCS와 RFCS를 동시에 처리할 수 있는 성능 의 CPU를 시용해야하며,비행 중에 프로세서에 결함이 발 생한다면 위험 상황에 직면할 수 있는 단점이 있다. 반면, HSWM은 SSWM의 단점을 보완할 수 있으며 항공기 탑재 시와 유사한 경우를 모사 할 수 있으나,하드웨어 간의 통 신에서 발생하는 통신 지연 및 외부 요인에 의한 지연을 처리하기 위한 알고리즘이 필요함으로써 개발비용을 상승 시키는 단점이 있다. 본 논문에서는 TFS(Transient-Free Switch) 개념의 페이더 로직 및 리셋 '0' 타입의 대기모드(stand-by mode)를 이용한 전환제어 법칙을 설계하여 고등훈련기급 항공기의 제어법칙 에 적용하였다. PFCS는 HQS를 기반으로 하고 > RFCS는 PC(Personal Computer)를 기반으로 하였고^ 제어법칙간의 상 호 데이터 통신은 TCP/IP(Transmission Control Protocol/ Internet Protocol)를 적용하였다. 또한,전환제어법칙은 PFCS 에 설계하여 모든 권한을 PFCS가 통제하게 하였다 시물레 이션은 HQS를 이용하였으며,정상/비정상모드에서 제어법 척의 전환 시, 항공기 천이응답 및 항공기 안정도 여부를 파악하였다. Journal of Control, Automation and Systems Engineering Vol. 13, NO. 7, July 2007 695 n. 제어법칙 설계 1. 제어법칙 1.1 세로축 제어법칙 설계 세 로축 비 행 제어 법칙은 모델 역 변환설 계 기 법 (dynamic inversion)과 비례-적분(proportional-plus-integral) 제어방식을 채택하고 있으며,또한 기동 시에 초기 피치각기속도의 증 강을 위한 개루프 제어명령(open loop feed forward control command)이 시*용된다. 조종명령은 비행단계 부류 A(flight phase category A, UA: Up & Away mode)의 경우는 수직가속도 추종시스템(normal acceleration following system) 이고,비행단계 부류 C(flight phase category C,PA: Power Approach mode)는 정밀한 자세 제어를 위한 피치각속도추종시스템 (pitch rate following system) 이다. 세로축 제어법칙의 내부루프 궤한(inner loop feedback)에 시용되는 상태변수는 받음각tangle of attack), 피치각속도 및 수직기속도이다. 여기서 받음각 궤한은 정적으로 불안정 한 항공기를 안정한 상태로 바꾸어 주고,항공기의 단주기 특성(short period characteristic)의 고유진동수를 증가시켜 준 다. 피치각속도 궤한은 단주기 특성의 감쇄율(damping ratio) 을 증가시켜 주는 역할을 한다. 한편,수직가속도 궤한은 무게중심점의 수직7]속도가 아닌 가속도계 위치에서의 수 직가속도로^ 이를 궤한시키면 무게 중심점의 수직가속도 및 피치각가속도도 궤한시키는 결과를 가져오며,단주기 특성 의 고유 진동수와 감쇄을 모두를 증가시킨다 1.2 가로-방향축 제어법칙 가로-방향축 비행제어법칙은 미끄럼각-미끄럼각속도(/?_ 0) 궤환 구3 :의 제어기법을 이용하여 궤환이득을 설계한다. 그러나 비대칭 무장형상에서 세로축 기동 시 발생하는 롤 운동 현상을 제거하기 위해 세로축 기동과 같이 작은 롤 초종입력이나 롤각속도가 작은 영역에서 를각속도 궤환이 득을 상대적으로 증가시켜 롤축 조종 사 명령이득과 동일 하게 시용하는 단순롤각속도 궤환 구조(simple roll rate feedback structure)의 제어법칙을 가로축에 일부 적용하였다. 항공기의 가로축과 방향축 운동은 서로 연결(coupling)되 어 있다. 그러므로 항공기가 균형선회(coordinated turn)# 하 기 위해서는 그에 필요한 요우 각속도가 발생되어야 하므 로 플랩퍼론(flaperon)의 작동 시 그에 상응하도록 러더가 작동되어야 한다. 그러므로 제어면합성 (control surface blending)을 통해 항공기가 균형선회를 할 수 있도록 가로방향축을 분리시키기 위한 제어이득(ARI: Aileron Rudder Interconnection) 이 추가되어 있다가로축 제어는 플레퍼론과 수평꼬리날개(horizontal tail)를 사용한다. 조종사의 조종간에 의한 명령은 롤명령 기울기 (roll command gradient)에 의해 롤각속도(roll rate)로 변환되 어 사용된다. 항공기의 이탈현상(departure)과 롤에 의한 연 계현상(roll coupling)을 막기 위하여 최대 롤각속도는 동압 (dynamic pressure), 수평꼬리날개 변위 및 받음각에 의해 제 한된다. 그러므로 순항비행 및 이 • 착륙시의 최대 롤각속도 는 상기의 3가지 변수에 의해 줄어들게 된다. 가로축 궤환변수는 롤모드 시상수(roll mode time constant) 또는 안정미계수 Lp롤 증강시키기 위하여 롤각속도를 궤환 시키며,이 롤각속도는 안정축(stability axis)에 대한 롤을 위 한 것이다. 이는 항공기가 안정축 또는 바람축(wind axis)에 대하여 롤을 하지 않게 되면 수평비행시의 받음각은 롤을 함에 따라 미끄럼각으로 나타나 바람직하지 않은 구조연계 현상(structural coupling) 이 발생하기 때문이다. 또한, 롤각 속도 및 요우각속도 궤환루프에는 구조적인 공진현상의 영 향을 줄이기 위하여 구조연계현상 제거필터를 사용한다. 방향축 제어는 수직꼬리날개를 시용한다. 조종사의 러더 명령은 러더명령구배(rudder command gradient)에 의해 미끄 럼각 명령으로 변환되며,고받음각에서의 이탈현상을 방지 하기 위하여 롤각속도의 증가에 따라 그 크기가 감소하게 된다. 방향축 궤환변수는 롤각속도과 미끄럼각과 미끄럼각 속도로서 주로 더치롤 모드(dutch roll mode)의 고유진동수 와 감쇄율의 증강에 사용된다. 2. 페이더 로직 상이한 두 제어법칙 간의 전환 시,조종면 제어명령의 차이로 인해 발생하는 급격한 천이응답을 제거하기 위해 페이더 로직을 적용하였다. 페이더 로직에는 On-Line, OffLine 및 선형함수를 이용한 Off-Line와 같은 페이더 로직이 연구된 바가 있으며,F-18 HARV에서는 On-Line 페이더를 이용하여 급격한 천이응답을 최소화 하였다[1,2]. 본 연구에 서는 SRL(Software Rate Limiter) 롤 이용한 TFS 를 적용하였 TransientTime PFCS SRL (T rans ien tT im e ) Final Surface PCS is opeiaHug It iiole is false Command {[폐 RFCS is operating if i)9t»tetiue RFCS 그림 1. TFS를 이용한 페이더 제어법칙. Fig. 1. Fader logic of TFS. 1 0 1 U .2 S U S 1 -s E s -s n M T ime(sec) 그림 2.TFS의 응답 특성. Fig. 2. Response tendency of SRL. eplpueuauoo 696 一卜- 基 )+(W s ( | ) SCMD : 조종면 제어 명령에 인가되는 제어입력 AT : 전환이 이루어지는 과도 기간 At SPFCS : PFCS 조종면 제어 명령 : RFCS 조종면 제어 명령 다. TFS는 On-Line 페이더와 동일한 결과를 갖는 로직으로 구조가 간단하여 적용하기 용의하고 고등훈련기에서 착륙 외장 형상 변경에 의한 제어법칙의 전환 시에 적용되고 검 증된 방식이다. 그림 1은 SRL을 이용한 TFS 로직의 구조도 및 조종면 전환 기법은 나타낸다. 작동 원리는 두 제어법칙 간의 전환 시,AT 시간 동안 전환이 발생하고 PFCS에서 발생하는 조 종면 제어명령은 100%에서 0%로 선형적으로 감소하고 RFCS에서 발생하는 조종면 제어 명령은 0%에서 100%까지 선형적으로 증가한다. 따라서 제어법칙 간의 조종면 제어명 령에 대한 차이를 상쇄시켜 천이응답을 최소화하는 방식이 다. 그림 2는 PFCS에서 RFCS로 1초 동안 전환하는 시물레 이션 결과이다. 그림 2의 위에 도시된 그림은 전환신호 (transient signal)를 타나내며,아래에 도시된 그림은 사인파 입력에 대한 조종면 전환특성을 나타낸 것으로 PFCS에서 RFCS로 전환을 수행할 경우,조종면 제어명령이 부드럽게 전환된다는 것을 볼 수 있다. 3. 대기모드 일반적으로 PFCS와 RFCS는 유사한 형태의 항공기에 적 용되나,제어법칙의 차이로 인해 조종면 제어명령의 차이가 발생한다. 그리고 제어법칙에 적분기를 포함하고 있을 경우 에는 활성화 되지 않은 제어법칙의 조종면 제어명령은 오 차의 누적으로 인해 포화{saturation) 상태가 될 수 있다. 따 라서 상호 전환 시,조종면 제어명령의 많은 차이로 인해 급격한 천이응답이 발생하여 비행 안전성이 크게 훼손될 수 있다. 따라서 이러한 포화 현상을 제거하여 천이응답을 최소화하기 위해 활성화 되지 않은 조종면 제어명령을 '0' 로 초기화하는 대기모드가 필요하다. Pitch Ou tpu t S igna l M anagemen t (Receiver) 0) 제어 • 자동화 . 시스템공학 논문지 제 13 권, 제 7 호 2007. 7 그림 3은 활성화 되지 않은 제어법칙의 적분기를 '0'으 : 과도 기간 동안 0에서 A7M찌 선형적으로 증가하는 카운터 로 초기화하는 대기모드 로직을 나타낸다. 대기모드는 적분 기(integrator),조종면 제어명령의 최대/최소 값을 제한하는 제한기,이득(gain)및 적분기 포화현상을 방지하기 위한 감 긴 현상 방지기(wind-up compensator)로 구성되어 있다. 대 기모드는 적분기가 포함되어 있는 세로축 제어법칙에 적용 하였으며,적분기를 포함하지 않는 가로-방향축에는 적용하 지 않았다. m. 전환장치 설계 및 해석 1. 시험영역 및 해석 방법 선정 시험영역은 그림 3과 같이 UA영역에서는 등압이 큰 영 역인 1넌0.8@10成 등압이 작은 영역인 M0.4@20kfl, 천음속 영역인 M0.95@30kft, 초음속 영역인 M1.05@30kft 및 안정 한 영역인 300knots@20kft를 선정하였으며,PA 영역에서는 착륙 접근 속도인 250knots@5kft 영역을 대표적으로 선정하 였다. 해석방법은 페이더 로직 및 대기모드를 설계하여 HSWM 을 구성하여 전환에 따른 항공기 동특성을 파악하는 조종 ᅵᅵ ᅵ1 ᅵ '.ᅵ v / / 1 / / ! i / ! / / n /. / 7 / / i l ! 그림 4. 시험영역. 그림 4. Test points. Primary FLCS / 7 / / / : / / ' / / / y / / / 9 / / /; / ,/ / / ' / / / / ᄌ / / / / / / y / // / / / / / / / ' / / / / / / / / / / / / / / / / / 0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1.0 1.1 12 1.3 1.4 1.5 MACH / ;/ / / y / / / / / / ♦ UA A PA / | / X' /y /.X Inpu t S ignal M anagemen t (Sender) O u tpu t S igna l Actuator S ignal TCP/IP C omm un ica t ion Proportional Command Ad justmen t_______ RFCS Con tro l law Proportional Note is engaged if the control law(PFCS or RFCS) 그림 3. 리셋 '0' 타입의 대기모드 제어법칙. Fig. 3. Stand-by mode(reset '0' type). 그림 5. HQS와PC 환경을 이용한하드웨어 전환장치 설계 개념. Fig 5. Concept of hardware switching mechanism using HQS and PC environment. Journal of Control, Automation and Systems Engineering Vol. 13, No. 7, July 2007 697 사 평가를 수행하였다. 또한,RFCS를 불안정한 상태에 진 입시켜 안전하게 PFCS로 재 전환할 수 있는지 여부를 평 가하였다. 이때,RFCS가 불안정하게 하는 상황으로 단주기 감쇄의 저하,공기정보 및 조종면 형상재구성 모드로 3가지 경우에 대해 평가하였다. 조종사 평가항목은 전환 시에 발 생하는 천이 응답을 조종사가 적절히 제어 가능한지 여부 를 조종성(handling quality) 관점에서 평가하였으며,대표적 으로 M0.8@10kft,UA, F0 영역의 결과를 도시하였다. 공기 정보 형상재구성 모드에서는 M0.4@20kft,조종면 형상재구 성 및 단주기 감쇄의 저하에 대해서는 M0.8@10kft 영역을 대표적으로 제시하였다. 2. 하드웨어 전환장치 설계 개념 신규 항공기의 제어법칙을 검증하기 위한 방법으로 많은 항공기 개발 프로젝트에서 IFS를 이용하였다. IFS는 검증된 제어법칙을 기반으로 이 • 착륙 및 일반적인 비행을 수행하 고,검증 영역에서는 RFCS로 전환하여 개발된 제어법칙을 평가한다. 하지만 지금까지 개발된 사례를 보면,PFCS와 RFCS를 다른 프로세서에 적용하는 HSWM을 주로 사용하 고 있는 것을 볼 수 있다. 본 연구에서는 고둥훈련기급의 비행제어법칙을 이용하여 HQS-PC기반의 HSWM을 TCP/IP 를 적용하여 개발하였다. 그림 5는 HQS-PC 기반의 HSWM 개념을 나타낸다. 본 개념은 개발된 RFCS를 PC에 설계하여 기존의 제어법칙인 PFCS와 독립적으로 설계하는 개념이다. 하드웨어 간의 통 신은 TCP/IP를 적용하였으며,제어법칙에 필요한 입력 변수 및 계산된 출력 변수를 주고받는 발신부 < sender)와 수신부 (receiver)를 설계하였다. 그리고 페이더와 대기모드를 포함 한 전환제어법칙은 PFCS 부분에 설계하여 통제 권한을 PFCS가 갖게 하였다. 3. HQS-PC 환경 HQS 환경에서 호스트 컴퓨터(host computer)는 항공기 모델 수행과 관련된 외부 입출력 데이터를 제공하며,사양 은 고성능의 중앙처리장치(CPU: Central Processing Unit) 6 개 및 메모리 1.5G를 사용한다. 영상혼합기(video mixer)는 영상생성기(image generator)에서 제공되는 지형 데이터베이 스에 전방 방향 시현기(HUD: Head Up Display) 정보를 추 가하여 채널별로 영상출력기(display monitor)에 제공한다. 신호연동장치(SIU: Signal Interface Unit)는 항공기의 하드웨 어 입력을 호스트 컴퓨터에 제공하며,호스트 컴퓨터에서 요구되는 초기 설정값 및 항공기 모델링 모듈의 출력과 같 은 신호를 하드웨어 장비에 제공한다. 호스트 컴퓨터의 시 물레이션 프로그램은 포트란(fortran)과 C 언어로 구성되어 있으며 다중 중앙처리장치를 이용하여 제어모듈을 시물레 이션 한다. 제어모듈은 64Hz로 수행되며 조종면 입력 및 모델링 모듈들로부터 입력을 제공 받아 수행한다. PC 환경은 인텔 펜티엄 4, 3.4Ghz CPU와 메모리 1G로 구성되어 있으며,HQS와 PC간 통신은 10Mbps 내부 망으로 구성 되어 있다. RFCS는 Visual C++ 언어로 프로그램 되어 있으며,호스트컴퓨터에 있는 제어모듈에 제공되는 입력과 동일한 입력을 TCP/IP 통신으로 제공받아 제어모듈을 계산 한 후에 결과를 호스트 컴퓨터에 전송한다. 4. TCP/IP 통신 그림 7은 HQS-PC 간의 처리 시간(processing time)에 대 한 타이밍 다이어그램(timing diagram)을 나타낸다. 이때,처 리시간의 측정은 HQS 상에서 이루어졌으며,HQS의 운영체 제(OS: Operation System)는 'IRIX' 로 실시간 커널을 제공 한다. 처리 시간은 PFCS가 최소 0.352ms에서 최대 0.864ms, RFCS가 최소 0.19ms에서 최대 1.497ms이다. PC 기반에서 최대로 사용되는 제어법칙 처리 시간이 PFCS에 비해 상대 적으로 증가하는데,원인은 스케줄러가 없는 일반 PC에서 윈도즈(windows) 운영체제 기반에서 작업관리 시, 우선순위 처리 및 내부 인터럽트 등으로 인하여 처리시간이 비정상 적으로 증가하기 때문이다. 이러한 영향은 추후 실시간 운 영체제(real time OS)를 사용함으로 내부 인터럽트 및 작업 관리 우선순위 등과 같은 비정상적인 운영체제의 간섭을 제거/축소함으로써 처리시간을 감소시킬 수 있다. TCP/IP 통신에 소요되는 처리시간은 최소 0.056ms에서 최대 3.384 ms로 소요되었다. 통신시간은 추후 1553 통신을 적용함으 로써 영향을 최소화 할 수 있을 것으로 예상한다. 따라서 제어법칙 및 통신시간에 소요되는 처리시간은 최소 1.598 ms에서 최대 5.514ms 소요되었다. 그리고 공력 데이터베이 스 및 기타 서브시스템의 처리 시간은 7ms에서 8.5ms로 다 소 많았다. 이는 공력 데이터베이스가 메모리 형태로 제어 법칙에 로딩이 되기 때문이다. 1-프레임의 처리시간을 64Hz 1 Frame time consuming ( 64 Hz, 15.625 ms) 8.59$ - 14.014 ms 8.5 -1.6 ms 1.598ms - 5.514ms CLAW Processing Time (PFCS andRFS) 7ms-8,5ms Subsystem Processing Time 0,352ms'-0,846ms 0.05tms-4.34Sms 0.19ms-1,497m$ SIU(Si(|iial Interface Unit) 그림 6. HQS-PC 시스템 환경. Fig. 6. HQS-PC System environment. PFCS Processing Communication Time RFCS Processing Time (TCP/IP) 그림 7. 설계된 전환장치의 타이밍 다이어그램. Fig. 7. Timing diagram of switching mechanism. Time 698 제어 . 자동화 ■ 시스템공학 논문지 제 13 권,제 7 호 2007. 7 기준으로 보면 최소 8.598ms에서 최대 14.0】4ms로 프레임 내로 처리 할 수 있다. 일반적으로 스케줄링 설계 시에는 1-프레임 처리시간 의 50%~70%의 시간 안에 모든 작업의 처리를 끝낼 수 있게 디자인하는 것이 통상적이다. 이러한 관점에서 본다면 처리 시간이 과도해 보이며 이것을 해결하기 위해서는 PC쪽의 운영체제를 실시간으로 변경하여 불필요한 운영체제의 간 섭을 배제하고 통신 방식을 1553으로 변경한다면 50%~ 70%의 통상적인 처리시간 내에 처리가 가능할 것으로 예 상한다. 5. 페이더 로직의 적용 세로축에 적용되어 있는 적분기의 영향성을 검토하기 위 해 HQS 조종사 시뮬레이션을 수행하였다. 전환제어법칙은 대기모드를 제외하고 페이더 로직을 적용하였으며,M0.8@ lOkft 영역에서 상호 전환을 수행하였다. 제어법칙간의 차 이를 두기 위해 RFCS의 피치각속도 궤한이득을 30% 증가 시켰으며,적분기가 작동하고 있는 상태에서 3병 롤기동 중 에 RFCS로 전환하고 수평 비행으로 회복한 후에 다시 PFCS로 복귀하였다. 또한,수평비행상태에서 세로축 적분 기를 제거하여 적분기에 대한 영향성을 평가하였다. 그림 8은 M0.8@10kfl,F0, UA 영역에서 3-g 롤기동 중에 RFCS로 전환하고 다시 PFCS로 복귀하는 시물레이션 결과 를 나타낸다. RFCS로 전환한 후에 수평비행상태에서도 모피조와 RFCS의 대칭 수평꼬리날개 제어명령의 차이가 발 생하였으며,PFCS로 전환한 후에도 RFCS의 대칭 수평꼬리 날개 제어명령이 비정상적인 값을 유지한다는 것을 볼 수 있다. 이러한 현상은 가로-방향축 조종면 제어명령에는 발 생하지 않고,대칭 수평꼬리날개 제어명령에만 발생하였다. 이러한 현상은 과도 기동 시에 사용하지 않는 세로축 제어 법칙의 적분기 오차 누적으로 인해 발생한다. 그림 9는 Ml.l@10Kft, F0, UA 영역에서 적분기에 대한 영향성을 평가하기 위해 수평비행상태에서 적분기 사용 여 부에 따라 상호 전환을 하였다. 초기에 과도한 기동 후에 적분기 영향으로 발생한 PFCS의 비정상적인 대칭 수평꼬 리날개의 제어명령은 적분기를 제거하였을 때,RFCS와 일 치 한다는 것을 볼 수 있었다. 또한 적분기를 제거하고 상 호 전환을 할 경우 작동하지 않는 제어법칙에 비정상적인 조종면 제어명령이 발생하지 않았다. 시물레이션 결과, 상이한 두 제어법직이 적용될 경우에 조종면 제어명령에는 오차가 발생한다. 또한,동일한 제어 법칙이라 할지라도 조종사의 과도한 기동 중에 통신지연에 의해서 활성화되지 않은 제어법칙의 조종면 제어명령이 적 분기로 인해 오차를 누적하여 포화상태에 이를 수 있다. 따라서 이러한 현상을 방지하기 위해서는 대기모드가 필요 하다. 6. 페이더 로직 및 대기모드의 적용 활성화되지 않은 제어법칙의 적분기 효과를 제거하기 위 해 리셋 '0' 형태의 대기모드를 설계하였다. 설계된 전환제 어법칙을 평가하기 위해 HSWM을 이용하여 전환 시 항공 기 천이 웅답특성 및 조종성을 평가하기 위해 조종사 시물 레이션을 수행하였다. 해석 방법은 RFCS가 정상적으로 작 B a p H H - ᅳ Pitch Cmd(g's) — Transient SAW 5 O 5 O -5 10 r 15 5O o PFCS 50 01 0 AoA(deg) Bank(deg) Nn(g's) -1 그 림 하 & 8. 3-g 선회기동시의 상호 전환을 수행한 결과. 8. Result of simulation for inter-conversion during 3-g bank turn. 3 2 1 0 B d > E . J . z U I J ^ U I UI CAO AoA(deg) Nn(g's) Pitch Cmd(g's) Trtansient S/W Integrator S/W 10 20 30 TIME(sec) 40 50 60 I 2 0 5 10 15 20 25 TIME(sec) 그림 9. 1-g 수평비행 상태에서 세로축 적분기를 적용하지 않 고 상호 전환을 수행 한 결과. Fig. 9. Result of simulation for inter-conversion with pitch integrator disable during 1-g level flight. 동 할 경우와 비정상 모드일 경우,천이응답 특성 및 PFCS 로 안정하게 복귀할 수 있는지 여부를 평가하였다. 시물레 이션 결과는 대표적으로 M0.8@10kft,UA, F0 및 200knots@ 5kA, PA, F0 형상에 대하여 도시하였다. 30 35 40 45 50 p u e u m lo o ® s u o d s a K Journal of Control, Automation and Systems Engineering Vol. 13, No. 7, July 2007 699 6.1 정상 모드에서의 전환 조종면 제어명령의 오차로 인하여 발생하는 천이응답 특 성을 평가하기 위해 고등훈련기급 제어법칙을 기반으로 생 성된 RFCS의 세로축에 적용되어 있는 괴치각속도 궤환이 3 2 1 0 -1 OJ 1 e s i H o s e ul u I o .1 .2 f ? A W 6 4 2 . o2 ^4 ! Qb(deg/sec) AoA(deg) Nn(g's) ---■i............ i i ::F 예 _ ■ PFCS ■ RFCS "F ina l Cmd Pitch Cmd(g's) Transient S/W 득을 30% 증가시켰다. 정상모드에서의 시험방법은 두 가지 로 수행하였다. 첫째,1-g 수평비행 상태에서 전환하고 조 종사에 의해 보상 조작을 수행하였다. 둘째,조종사의 세로 축 입력이 인가되는 동안에 전환하여 조종사 입력에 대한 천이응답 륵성을 평가하였다. 세로축 조종입력은 항공기의 피치 자세 및 피치각속도를 변화시키기 위해 적용하였으며, 전환 시간은 1초로 하였다. 그림 10은 M0.8@10kfl,UA, F0에서 1-g 수평비행상태에 --i....... 10 15 20 T IM E (sec ) 그림 10. UA 모드에서 수평비행 동안에 상호 전환을 수행한 결과. Fig. 10. Result of simulation for inter-conversion during 1-g level flight in UA mode. 0 5 0 -6 1 o W S P P H o s i u l ^ s -1 -2 -3 ^ -5 20 15 10 5 0 -6 { U > H«. 5 0 1 H - PFCS ■■ RFCS - Final Cmd O b (deg /se c ) AoA(deg) Nnfg's) M« u … 5 10 15 20 TIME(sec) 25 30 5 o Mda» oc - 「户 -—…ᅳ r 1 ' ᅳ i…ᅳ ᅳ ' * 0 10 20 30 TIME(sec) 그림 11. UA 모드에서 세로축 기동 중에 상호 전환을 수행한 그림 PA 모드에서 수평비행 등안에 상호 전환을 수행한 결과. 결과. Fig. 11. Result of simulation for inter-conversion during pull up maneuver in UA mode. Fig. 12. Result of simulation for inter-conversion during 1-g level flight in PA mode. 40 -0 -1 o 5 .1 -0 5 1 .5 0 5 --- — — — -— ---- -----— — .ᅳ i ! 1----- 1----------ᄂᄀ ---- Qb(deg/sec) ................... i… -----AoA(deg) i / r u ᅳ i! \ ᅮ ᅳ r/..........1 .............. 1 50 i r Pitch Cmd(g's) Transient S/W ■o ura E OE O o. -o . 1 5 0 o 5 1 35 서 전환하고 전환하는 동안 조종사에 의해서 항공기 운동 을 보상하는 시뮬레이션 결과를 나타낸다. 수평비행상태에 서 PFCS와 RFCS의 조종면 제어명령의 차는 대략 2.2° 정 도였으며,전환 시 1초 동안에 수직가속도 응답이 -1.27g 발생하였다. 그림 11은 세로축으로 기동하는 동안에 RFCS 로 전환하는 시뮬레이션 결과를 나타낸다. 기동하는 동안에 PFCS와 RFCS와의 조종면 제어명령의 차는 대략 2.3° 정도 였으며,전환 시 1초 동안에 수직가속도 응답이 -0.75g 발 생하였다. 그림 I2는 200knots@5kft,PA, F0 형상에서 수평 비행을 유지한 상태에서 RFCS로 전환하였다. 전환하는 동 안 PFCS와 RFCS와의 조종면 제어명령의 차이는 대략 1° 정도였으며,전환 시 1초 동안에 피치각속도 응답이 -1.3 deg/sec가 발생하였다. RFCS가 정상모드일 때의 시물레이션 결과,대기모드를 적용하지 않았을 경우보다 천이 응답 특성이 다소 크게 발 생하였다. 이는 대기모드의 적용으로 인해 활성화되지 않은 제어법칙의 수평꼬리날개 명령이 '0'으로 초기화 되면서 활 성화된 제어법칙의 수평꼬리날개 제어명령과의 차이가 많 아서 발생한다. 그러나 적분기에 의한 포화현상을 제거할 I /---- V ---- ---- 1 ! ---- Pitch Cmd{g's) ---- Transient S/W ------ v : I i PFCS RFCS Final Cmd ' 60 U IJ ld u a u A M p u i u l o o esuodss 700 제어 • 자동화 . 시스템공학 논문지 제 13 권,제 7 토 2007. 7 수 있는 이점이 있음으로 전환 시에 항공기를 위험한 상황 으로 진입하는 것을 방지한다. 6.2 비정상 모드에서의 전환 RFCS가 비정상 모드일 경우,PFCS로 안정하게 복귀할 수 있는지를 평가하였다. 복귀 시간은 조종사가 비정상적인 항공기 운동이나 결함을 인지하고 전환하는 시간으로 10초 에서 35초로 범위로 설정하였다. 비정상 모드에서의 시물레 이션은 3가지 경우를 고려하였다. 첫째,RFCS의 세로축 피 치각속도 궤환이득을 감소시켜서 단주기 감쇄비를 저하시 켰다. 둘째, IMFP(Integral Multi-Function Probe) 의 고장으로 인해 RFCS가 공기정보 재형상모드로 전환한 경우를 고려 하였다. 셋째,오른쪽 수평꼬리날개의 고장으로 인한 DBM (Damped Bypass Mode) 모드를 고려하였다. 그림 13은 M0.8@10kft,UA, F0형상에서 조종사 명령이 없는 상태에서 단주기 모드 특성을 만족하지 못하는 RFCS 로 전환하고ᅢ 14초 후에 PFCS로 복귀하는 시뮬레이션 결과 를 나타낸다. 시뮬레이션 결과,RFCS로 전환되면서 항공기 는 세로축으로 진동하기 시작하여 발산하는 경향성을 나타 내었는데 조종사의 입력조작으로 발산경향성을 감소시킬 수 있었다. 그리고 14초 후에 이러한 현상을 인지하고 PFCS로 전환했을 때,항공기가 안정화되는것을 볼 수 있었다. 고등훈련기 제어법칙에서는 IMFP의 결함이 발생할 경우, 제어법칙에서 사용하는 제어이득을 특정한 영역의 제어이 득을 사용하는 공기정보 재형상모드가 설계되어 있다. UA 모드에서는 정적으로 가장 불안정한 M0.8@10kft,PA모드에 서는 M0.21@SL에서 설계된 이득을 전 영역에 적용한다. 그림 14는 M0.4@20kft,UA, F0형상에서 공기정보 재형상 모드 상태인 RFCS로 전환하고,32초 후에 PFCS로 복귀하 7 C I E 0 U 9 > « T > } l H ui tju u n ᄌu 아 20 01 0 ■1 4 2 . as 0 Qb(deg/sec) AoA(deg) Nn(g's) ■1 S » K t 0 5 10 15 20 TIME(sec) 그림 13. PFCS에서 단주기 모드를 만족하지 않는 RFCS로의 전 환을 수행한 시뮬레 이 션 결과. Fig. 13. Result of simulation for transition from PFCS to RFCS with pitch low damping. 25 30 35 0 5 0 -6 ᄋ 20 25 30 T IME fsec l 그림 15. PFCS에서 오른쪽 수평꼬리날개가 고장인 RFCS로의 전환을 수행 한 시 뮬레 이 션 결과. Fig. 15. Result of simulation for transition from PFCS to RFCS with right HT failure mode. 35 40 Pb(deg/sec) Roll Angle(deg) 2 ............. T , 0 -2 20 10 o ---- Pitch Cmd(g's) i ---- Transient S/W : 2 0 Pitch Cmd(lbs) Transient S/W 2 o PFCS RFCS Final Cmd u ! J l E U A M I -2 5 0 5 W WC O & W WK 0 -5 ■10 -15. 10 20 30 TIME(sec) 그림 14. PFCS에서 공기정보 재형상모드인 RFCS로의 전환을 수행 한 시 물레 이 션 결과. Fig. 14. Result of simulation for transition from PFCS to RFCS with air-data failure. 40 Qb{deg/sec) AoA(deg) Nnfg's) 50 T T T T a) Pitch Cmd(lbs) Roll Cmd(lbs) K w o) ■2 -3 10 PFCS Final Cmd 45 50 I m n u l u l o u ap}lH .UIASVwap l da l .WASV llo : Journal of Control, Automation and Systems Engineering Vol. 13, No. ᄀ, July 2007 701 는 시뮬레이션 결과를 나타낸다. 활성화되지 않는 세로축 제어법칙의 대기모드로 전환됨에 따라 전환 시 조종면 제 어명령의 오차가 3° 정도의 오차가 발생한다. RFCS로 전환 하는 1초 동안 조종사의 세로축 입력 조작으로 세로축 운 동을 제어할 수 있었으며, 피치각속도의 변화는 -5.4deg/sec, 받음각의 변화는 5° 및 수직가속도의 변화는 0.6g가 발생하 였다. 전환 후에 대기 이득의 적용으로 감쇄가 저하되어 세 로축으로 진동하는 현상이 발생하였으나,조종사의 입력조 작으로 제어 가능하였으며,PFCS로 안전하게 복귀할 수 있 었다. 전기 계통 및 주명령밸브(MCV: Main Control Valve)의 고장 시,유압작동기는 고장모드로 전환된다. 고장이 발생 한 조종면은 항공기 외부압력에 의해 발생한 힌지모멘트에 의해 자유흐름을 따라 움직이는 DBMS 전환되며,비행제 어시스템의 영향을 받지 않는다. 그리고 정상 작동하는 조 종면이 고장 난 조종면의 기능을 분담하도록 하는 조종면 형상 재구성 모드가 설계되어 있다. 수평꼬리날개의 고장은 항공기의 피치 및 롤운동에 영향을 미친다. 수평꼬리날개의 고장 시,수평꼬리날개는 롤명령을 수행하지 않고 피치명령 만을 수행한다. 정상적인 항공기 운동올 위해 정상 작동하 는 수평꼬리날개가 2배의 피치명령을 수행하고 > 이때 발생 하는 롤운동은 플레퍼론으로 보상한다. 또한, 정상상태와 동일한 롤운동을 수행하기 위해,풀레퍼론의 롤명령을 중가 시킨다. 그림 15는 M0.8@10kft,UA, F0형상에서 세로축 가 진 후,조종사 명령이 없는 상태에서 오른쪽 수평꼬리날개 의 고장에 의해 조종면 형상 재구성 모드로 전환된 RFCS 로 전환하고 후, 다시 PFCS로 복귀하는 시뮬레이션을 수행 한 결과이다. 활성화되지 않는 제어법칙이 대기모드로 전환 됨에 따라 전환 시 대칭 수평꼬리날개 제어명령의 오차가 2.1° 정도의 오차가 발생한다. RFCS로 전환하는 시점에서 왼쪽 수평꼬리날개만이 작동함으로 인해 롤링 현상이 발생 한다. 전환하는 시점에서 항공기는 오른쪽으로 롤링 현상이 발생하여 조종사는 왼쪽 롤입력을 가하여 수평비행을 유지 하였으며,제어 7분하였다. 이때 조종사의 롤명령은 플레 퍼론이 수행하며 수평꼬리 날개는 비대칭 명령을 수행하지 않는다. 그리고 정상모드인 PFCS로 전환한 후에 항공기는 다시 안정화되었다. RFCS가 비정상 모드로 전환되었을 경우,HQS-PC 실시 간 시뮬레이터를 이용하여 조종사 평가를 수행하여 안전하 게 PFCS로 전환하는지 여부를 평가하였다. 시뮬레이션 결 과,여러 가지 결함 조건에서도 PFCS로 전환하여 항공기는 안정화된다는 것을 볼 수 있었다. 전환시간 동안에 항공기 는 다소 큰 천이응답이 발생하였으나,조종사에 의해 충분 히 제어 가능하였으며,항공기의 안전성에는 영향을 미칠 정도는 아니었다. 6.3 HQS 조종사 시물레이션 결과 RFCS가 정상모드에서 상호 전환 시에 발생하는 천이 응 답 특성을 평가하기 위해 HQS-PC 연동 실시간 시뮬레이터 를 이용하여 조종사 시물레이션올 수행하였다. 검중영역은 그림 4에 도시한 것과 같이 UA 및 PA 영역으로 하였다. 검증 방법은 두 가지로 부분으로 나누었는데,수평비행상태 3-g bank turn UA 표 1.HQS-PC 환경을이용한 실시간조종사 평가 결과. Table 1. Result of pilot simulation for HQS-PC real-time simulator. Condition Config. PA level flight UA PA Alt. (kft) 5 20 20 30 5 Mach 10 0.8 0.4 300 30 0.95 1.05 10 0.8 20 0.4 20 30 0.95 1.05 30 VCAS (knots) 250 HQ Level 1 1 1 1 250 1 1 1 300 1 1 2 Controlla bility 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 에서 전환을 할 경우와 3-g 선회 기동을 수행하면서 전환 하여 급기동에 의한 항공기 천이응답 특성을 평가하였다. 평가기준은 조종성 관점에서 평가하였으며,조종사에 의해 제어가능한지 여부를 평가하였다[4]. 표 1은 조종사 평가 결과를 나타낸다. 전비행영역에서 수평 비행 시에 전환을 했을 경우,조종성 Level 1을 만족 하였다. 또한,기동 시에는 초음속 영역올 제외하고 조종성 Level 1의 평7侵 획득하였다. 전환 시에 항공기 천이응답 특성을 보상하기 위해 필요한 조종사의 조종입력은 비행영 역마다 다르게 나타났고^ 등압이 다소 큰 고속영역에서는 4 ~51bs, 저속영역에서는 2~31bs의 조종입력을 사용하였다. 또 한,고속영역에서는 전환응답률(transient response rate)이 다 소 빠르게 나타났다. 기동 중에 전환을 했을 경우도 수평비 행 시와 동일한 경향성을 나타내었으나,전환응답올 최소화 하기 위해 조종사의 조종입력은 필요치 않았다. 그러나 초 음속 영역에서 기동 중에 전환올 했을 경우,전환응답률이 빠르고 수직가속도 변화율이 많았다. 조종사 평가 결과,저속 영역인 M0.4@10kft 및 300 knots @20kft에서 천이응답이 가장 적고 전환응답률도 느리게 나 타났다. 따라서 전환 시에 항공기의 안전성을 보장하기 위 해 고도가 충분히 확보되고 > 천이 응답이 가장 적게 발생하 는 300knots@20kft,UA영역에서 수평비행 상태에서 상호 전환하여야 할 것으로 보인다. 또한,현재,설계한 페이더 로직 및 대기모드는 전환 시 항공기의 천이응답을 최소화 하고 조종성을 보장한다는 것을 알 수 있었다. V. 결론 설계된 비행제어법칙의 검증은 선형/비선형해석 및 HQS 조종사 시뮬레이션을 이용하여 지상시험을 기반(ground base)으로 평가하지만,이러한 검증 방법은 항공기 동특성 을 파악하는데 한계가 있다. 따라서 설계된 제어법칙을 이 용하여 항공기 동특성을 비행 안전성을 기반으로 효율적으 로 파악하기 위해 검증된 제어법칙을 대기모드로 하는 IFS 의 개발은 필요하다. 본 논문에서는 고등훈련기급 제어법칙을 이용하여 2-프 702 제어 . 자동화 . 시스템공학 논문지 제 13 권, 제 7 호 2007. 7 로세서 개념인 HSWM를 HQS와 PC를 이용하여 구현하였 다. 또한,제어법칙 간의 상호전환 시에 천이응답 특성을 최소화하기 위해 TFS를 이용한 페이더를 설계하였고 활성 화되지 않은 제어법칙이 적분기에 의해 포화현상 되는 현 상을 방지하기 위해 리셋 '0' 타입의 대기모드를 적용하였 다. HQS-PC 기반을 이용한 조종사 시뮬레이션 결과, 정상 모드에서 PFCS에서 RFCS로 전환 시에 천이 응답 특성이 다소 증가하는 경향성을 나타내었으나,조종사에 의해 충분 히 제어 가능하였으며,수평비행 상태에서 level 1의 조종성 을 나타내었다. 그리고 비정상 모드에서는 정상모드보다 다 소 큰 천이응답 특성이 발생하였으나,정상모드인 PFCS로 전환하여 항공기는 안정화되었다. 따라서 RFCS가 비정상 모드로 전환되었을 경우에도 안전하게 PFCS로 전환할 수 있었다.