[go: up one dir, main page]

KR101374252B1 - 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독가능한 기록 매체 - Google Patents

헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독가능한 기록 매체 Download PDF

Info

Publication number
KR101374252B1
KR101374252B1 KR1020120053651A KR20120053651A KR101374252B1 KR 101374252 B1 KR101374252 B1 KR 101374252B1 KR 1020120053651 A KR1020120053651 A KR 1020120053651A KR 20120053651 A KR20120053651 A KR 20120053651A KR 101374252 B1 KR101374252 B1 KR 101374252B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
module
helicopter
subsystem module
pilot
subsystem
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
KR1020120053651A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20130129624A (ko
Inventor
양창덕
김창주
조인제
Original Assignee
한국항공우주산업 주식회사
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한국항공우주산업 주식회사 filed Critical 한국항공우주산업 주식회사
Priority to KR1020120053651A priority Critical patent/KR101374252B1/ko
Publication of KR20130129624A publication Critical patent/KR20130129624A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101374252B1 publication Critical patent/KR101374252B1/ko
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G16—INFORMATION AND COMMUNICATION TECHNOLOGY [ICT] SPECIALLY ADAPTED FOR SPECIFIC APPLICATION FIELDS
    • G16Z—INFORMATION AND COMMUNICATION TECHNOLOGY [ICT] SPECIALLY ADAPTED FOR SPECIFIC APPLICATION FIELDS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G16Z99/00—Subject matter not provided for in other main groups of this subclass
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C19/00—Aircraft control not otherwise provided for
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F9/00—Arrangements for program control, e.g. control units
    • G06F9/06—Arrangements for program control, e.g. control units using stored programs, i.e. using an internal store of processing equipment to receive or retain programs
    • G06F9/44—Arrangements for executing specific programs
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F9/00—Arrangements for program control, e.g. control units
    • G06F9/06—Arrangements for program control, e.g. control units using stored programs, i.e. using an internal store of processing equipment to receive or retain programs
    • G06F9/44—Arrangements for executing specific programs
    • G06F9/451—Execution arrangements for user interfaces

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Human Computer Interaction (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)
  • Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)

Abstract

본 발명은 헬리콥터의 형상 및 비행조건 등을 고려한 트림해석(trim analysis), 선형 비행운동 방정식 유도(linearization) 및 비행 시뮬레이션(flight simulation) 기능을, 요구되는 모델 충실도(model fidelity)로 제공할 수 있도록 설계된 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램에 관한 것이다.
이를 실현하기 위한 일 형태로서 본 발명은, 조종사로부터 조종간 입력 데이터를 텍스트 데이터 형태로 수신하는 파일럿 서브시스템 모듈; 상기 파일럿 서브시스템 모듈로부터 전송되는 조종간 입력 데이터를 판독한 후, 그 판독된 입력 데이터의 실행을 위해 필요한 4개의 신호들 즉, 메인 로터 콜렉티브(main rotor collective) 신호와 테일 로터 콜렉티브(tail rotor collective) 신호와 래터럴 싸이클릭(lateral cyclic) 신호와 롱지튜디널 싸이클릭(longitudinal cyclic) 신호를 포함하는 신호들을 생성하는 FCS 서브시스템 모듈; 상기 FCS 서브시스템 모듈로부터 전송되는 상기 4개의 신호들에 각각 대응하는 동작 제어 신호들을 생성하는 액츄에이터 서브시스템 모듈; 헬리콥터 기동 중의 환경 변수 데이터들을 나타내는 신호들을 발생시키는 신호 발생기 서브시스템 모듈; 상기 액츄에이터 서브시스템 모듈로부터 전송되는 동작 제어 신호들 및 상기 신호 발생기 서브시스템 모듈로부터 전송되는 상기 환경 변수 데이터들을 나타내는 신호들에 따라 헬리콥터의 토크, 동체, 메인 로터, 테일 로터, 수직안정판, 수평안정판이 받게 되는 힘과 모멘트를 계산하는 헬리콥터 6자유도 모듈; 상기 헬리콥터 6자유도 모듈의 동작을 감지하는 센서 서브시스템 모듈; 상기 파일럿 서브시스템 모듈을 통하여 조종사로부터 입력받는 트림 실행 명령에 따라 상기 FCS 서브시스템 모듈, 상기 액츄에이터 서브시스템 모듈, 상기 신호 발생기 서브시스템 모듈, 상기 헬리콥터 6자유도 모듈을 호출하여 트림 연산을 수행하는 헬리콥터 트림 해석 모듈; 상기 파일럿 서브시스템 모듈을 통하여 조종사로부터 입력받는 선형화 실행 명령에 따라 상기 FCS 서브시스템 모듈, 상기 액츄에이터 서브시스템 모듈, 상기 신호 발생기 서브시스템 모듈, 상기 헬리콥터 6자유도 모듈을 호출하여 선형화 연산을 수행하는 헬리콥터 선형화 해석 모듈; 및상기 파일럿 서브시스템 모듈을 통하여 조종사로부터 입력받는 시뮬레이션 실행 명령에 따라 상기 FCS 서브시스템 모듈, 상기 액츄에이터 서브시스템 모듈, 상기 신호 발생기 서브시스템 모듈, 상기 헬리콥터 6자유도 모듈을 호출하여 시뮬레이션 연산을 수행하는 헬리콥터 시뮬레이션 해석 모듈을 포함하는, 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독가능한 기록 매체를 제공한다.

Description

헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독가능한 기록 매체{COMPUTER READABLE RECORDING MEDIUM FOR RECORDING FLIGHT DYNAMIC ANALYSIS/SIMULATION PROGRAM FOR HELICOPTER SYSTEM DEVELOPMENT}
본 발명은 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램 구조에 관한 것으로서, 보다 구체적으로는 헬리콥터의 형상 및 비행조건 등을 고려한 트림해석(trim analysis), 선형 비행운동 방정식 유도(linearization) 및 비행 시뮬레이션(flight simulation) 기능을, 요구되는 모델 충실도(model fidelity)로 제공할 수 있도록 설계된 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램 구조에 관한 것이다.
일반적으로, 헬리콥터의 각 구성요소를 컴퓨터 소프트웨어로 기술할 수 있도록 수학적으로 파악하여 이를 재구성하는 것을 모델링이라고 하며, 이 모델링의 결과로서 생성된 컴퓨터 소프트웨어를 헬리콥터 모델링 모듈이라 한다.
또한, 일반적으로 헬리콥터를 설계할 때에는 헬리콥터를 구성하는 개개의 구성요소(예를 들면, 헬리콥터의 꼬리날개, 동체, 메인 로터, 테일 로터, 액츄에이터, 비행조종컴퓨터 및 센서 등)로 분해하여 이들 각 구성요소를 수학적으로 정밀하게 묘사(모델링)한 후에, 최종적으로 이들 각 구성요소의 모델링 모듈을 구성하는 변수값이 항공기의 주된 목적을 달성시키는 최적값(예를 들면, 헬리콥터의 트림 조건을 만족시키는 값)이 되도록 하는 수치해석(예를 들면, 동적 해석) 기법을 적용한다.
이러한 수치해석 기법은 입력조건의 변경만으로 컴퓨터를 통해 대상물(헬리콥터)의 해석이 가능하므로 헬리콥터 해석에 대단히 유용하다. 특히, 헬리콥터의 각 구성요소를 각각의 모델링 모듈로 정밀하게 제작하였으나, 이들 상호간의 연관관계가 실제 헬리콥터에서 각각 다르다면 이들이 묘사하는 헬리콥터의 거동은 실제와 다르게 될 것이다.
따라서, 헬리콥터의 설계를 위한 수치해석 작업(트림/선형화/시뮬레이션)을 하는데 있어서, 각 구성요소들의 모델링 모듈을 결합하여 서로 연동시키는 것이 매우 중요하다.
본 발명은 상술한 점들을 고려하여 안출된 것으로서, 본 발명의 목적은 헬리콥터의 형상 및 비행조건 등을 고려한 트림해석, 선형 비행운동 방정식 유도 및 비행 시뮬레이션 기능을, 요구되는 모델 충실도로 제공할 수 있도록 설계된 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램 구조를 제공하는 것이다.
상술한 발명의 목적을 달성하기 위해 본 발명의 바람직한 일 형태는, 조종사로부터 조종간 입력 데이터를 텍스트 데이터 형태로 수신하는 파일럿 서브시스템 모듈; 상기 파일럿 서브시스템 모듈로부터 전송되는 조종간 입력 데이터를 판독한 후, 그 판독된 입력 데이터의 실행을 위해 필요한 4개의 신호들 즉, 메인 로터 콜렉티브(main rotor collective) 신호와 테일 로터 콜렉티브(tail rotor collective) 신호와 래터럴 싸이클릭(lateral cyclic) 신호와 롱지튜디널 싸이클릭(longitudinal cyclic) 신호를 포함하는 신호들을 생성하는 FCS 서브시스템 모듈; 상기 FCS 서브시스템 모듈로부터 전송되는 상기 4개의 신호들에 각각 대응하는 동작 제어 신호들을 생성하는 액츄에이터 서브시스템 모듈; 헬리콥터 기동 중의 환경 변수 데이터들을 나타내는 신호들을 발생시키는 신호 발생기 서브시스템 모듈; 상기 액츄에이터 서브시스템 모듈로부터 전송되는 동작 제어 신호들 및 상기 신호 발생기 서브시스템 모듈로부터 전송되는 상기 환경 변수 데이터들을 나타내는 신호들에 따라 헬리콥터의 토크, 동체, 메인 로터, 테일 로터, 수직안정판, 수평안정판이 받게 되는 힘과 모멘트를 계산하는 헬리콥터 6자유도 모듈; 상기 헬리콥터 6자유도 모듈의 동작을 감지하는 센서 서브시스템 모듈; 상기 파일럿 서브시스템 모듈을 통하여 조종사로부터 입력받는 트림 실행 명령에 따라 상기 FCS 서브시스템 모듈, 상기 액츄에이터 서브시스템 모듈, 상기 신호 발생기 서브시스템 모듈, 상기 헬리콥터 6자유도 모듈을 호출하여 트림 연산을 수행하는 헬리콥터 트림 해석 모듈; 상기 파일럿 서브시스템 모듈을 통하여 조종사로부터 입력받는 선형화 실행 명령에 따라 상기 FCS 서브시스템 모듈, 상기 액츄에이터 서브시스템 모듈, 상기 신호 발생기 서브시스템 모듈, 상기 헬리콥터 6자유도 모듈을 호출하여 선형화 연산을 수행하는 헬리콥터 선형화 해석 모듈; 및 상기 파일럿 서브시스템 모듈을 통하여 조종사로부터 입력받는 시뮬레이션 실행 명령에 따라 상기 FCS 서브시스템 모듈, 상기 액츄에이터 서브시스템 모듈, 상기 신호 발생기 서브시스템 모듈, 상기 헬리콥터 6자유도 모듈을 호출하여 시뮬레이션 연산을 수행하는 헬리콥터 시뮬레이션 해석 모듈을 포함하는, 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독가능한 기록 매체를 제공한다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 헬리콥터 6자유도 모듈은, 헬리콥터 엔진 테스트에 의한 온도와 압력고도에 대한 엔진 추력을 기록한 테이블을 저장한 엔진 데이터베이스; 헬리콥터 풍동 테스트에 의한 받음각과 속도에 대한 공력 계수를 기록한 테이블을 각 구성요소별로 저장한 공력 데이터베이스; 상기 엔진 데이터베이스 내에 저장된 엔진 데이터를 참조하여, 엔진 추력을 계산하는 엔진 서브시스템 모듈; 상기 공력 데이터베이스 내에 저장된 상기 각 구성요소별의 상기 받음각과 속도에 대한 공력 계수를 참조하여, 동체가 받게되는 힘과 모멘트를 계산하는 동체 서브시스템 모듈; 상기 공력 데이터베이스 내에 저장된 상기 각 구성요소별의 상기 받음각과 속도에 대한 공력 계수를 참조하여, 메인 로터가 받게되는 힘과 모멘트를 계산하는 메인 로터 서브시스템 모듈; 및 상기 공력 데이터베이스 내에 저장된 상기 각 구성요소별의 상기 받음각과 속도에 대한 공력 계수를 참조하여, 테일 로터가 받게되는 힘과 모멘트를 계산하는 테일 로터 서브시스템 모듈; 상기 공력 데이터베이스 내에 저장된 상기 각 구성요소별의 상기 받음각과 속도에 대한 공력 계수를 참조하여, 수직안정판이 받게되는 힘과 모멘트를 계산하는 수직안정판 서브시스템 모듈; 및 상기 공력 데이터베이스 내에 저장된 상기 각 구성요소별의 상기 받음각과 속도에 대한 공력 계수를 참조하여, 수평안정판이 받게되는 힘과 모멘트를 계산하는 수평안정판 서브시스템 모듈을 포함하는 것을 특징으로 하는, 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독가능한 기록 매체를 포함할 수 있다.
도 1은 본 발명에 따른 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램을 구성하는 각 모듈들을 개략적으로 나타낸 구성도.
도 2는 본 발명에 따른 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램의 실행동작을 설명하기 위한 개념도.
이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면들을 참조하여 상세히 설명한다. 우선 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소 들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.
도 1은 본 발명인 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램(이하, 경우에 따라 HETLAS 프로그램이라고도 지칭함)(1)을 구성하는 각각의 모듈들을 개략적으로 나타낸 구성도이다.
본 발명인 HETLAS 프로그램(1)은 독립적으로 개발된 헬리콥터 요소모델을 통합, 수정 또는 추가하는 등의 작업을 수행하는 것을 용이하게 하는 프로그램이다. 보다 구체적으로, HETLAS 프로그램(1)은 헬리콥터의 6 자유도, 즉, 헬리콥터의 X방향, Y방향, Z방향의 동작 요소 및 피치(pitch), 요(yaw), 롤(roll)에 관한 동작요소의 최적 비행 설계 조건(예를 들면, 트림 조건)을 만족시키는 각 모델링 모듈의 데이터를 산출하는 프로그램이다.
본 발명에 따른 HETLAS 프로그램(1)은 헬리콥터 6자유도 모듈(10)로서, 엔진데이터 베이스(110)를 이용하여 엔진 추력을 계산하는 엔진 서브시스템 모듈(110)과, 공력 데이터베이스(120) 내의 각 구성요소별 공력 계수를 이용하여 현재의 비행 환경 조건에 대응되는 헬리콥터의 각 구성부분의 6자유도를 계산하는 동체 서브시스템 모듈(140)과, 메인 로터 서브시스템 모듈(150)과, 테일 로터 서브시스템 모듈(160)과, 수직안정판 모듈(170)과, 수평안정판 모듈(180)을 포함한다. 또한, 본 발명에 따른 HETLAS 프로그램(1)은 헬리콥터 6자유도 모듈(10)과 신호를 송수신하는 다른 서브시스템들로서, 조종사의 조종간 입력 데이터를 텍스트 데이터 형태로 수신하는 파일럿 서브시스템 모듈(210)과, 파일럿 서브시스템 모듈(210)로부터 전송되는 조종간 입력 데이터에 대응하는 헬리콥터 동작을 위해 필요한 4개의 신호 즉, 메인 로터 콜렉티브(main rotor collective) 신호와 테일 로터 콜렉티브(tail rotor collective) 신호와 래터럴 싸이클릭(lateral cyclic) 신호와 롱지튜디널 싸이클릭(longitudinal cyclic) 신호를 생성하는 FCS 서브시스템 모듈(220)과, FCS 서브시스템 모듈(220)로부터 전송되는 상기 메인 로터 콜렉티브 신호와 테일 로터 콜렉티브 신호와 래터럴 싸이클릭 신호와 롱지튜디널 싸이클릭 신호에 대응하는 동작 제어 신호를 생성하여 헬리콥터 6자유도 모듈들(10) 중의 해당 모듈로 전송하는 액츄에이터 서브시스템 모듈(230)과, 헬리콥터 기동 중의 기타 환경 변수 데이터들을 나타내는 신호를 발생시키는 신호 발생기 서브시스템 모듈(240)과, 액츄에이터 서브시스템 모듈(230)로부터의 동작 제어 신호 및 신호 발생기 서브시스템 모듈(240)로부터의 환경 변수 데이터들을 나타내는 신호에 따른 헬리콥터 6자유도 모듈들(10)의 동작을 감지하는 센서 서브시스템 모듈(250)을 더 포함한다.
또한, 본 발명에 따른 HETLAS 프로그램(1)은 조종사의 트림 실행 명령에 따라 서브시스템 모듈(10, 210, 220, 230, 240, 250)들 중의 해당 서브시스템 모듈들의 호출 수행 순서, 횟수 및 변수 입출력 관계를 특정한 후 트림 연산을 수행하는 헬리콥터 트림 해석 모듈(310)을 더 포함한다.
또한, 본 발명에 따른 HETLAS 프로그램(1)은 조종사의 선형화 실행 명령에 따라 서브시스템 모듈(10, 210, 220, 230, 240, 250)들 중의 해당 서브시스템 모듈들의 호출 수행 순서, 횟수 및 변수 입출력 관계를 특정한 후 선형화 연산을 수행하는 헬리콥터 선형화 해석 모듈(320)을 더 포함한다.
또한, 본 발명에 따른 HETLAS 프로그램(1)은 조종사의 시뮬레이션 실행 명령에 따라 서브시스템 모듈(10, 210, 220, 230, 240, 250)들 중의 해당 서브시스템 모듈들의 호출 수행 순서, 횟수 및 변수 입출력 관계를 특정한 후 시뮬레이션 연산을 수행하는 헬리콥터 시뮬레이션 해석 모듈(330)을 더 포함한다.
파일럿 서브시스템 모듈(210)은 조종사의 변수값 입력 명령에 따라 트림/선형화/시뮬레이션 옵션 변수, 서브시스템 별 출력 변수, 모델링 모듈 입출력 변수간 연결관계 데이터, 호출 큐 데이터, 변수별 오차허용도(tolerance) 범위정보 데이터를 포함하는 헬리콥터의 조종간 입력 데이터들을 저장한 후 적절한 타이밍에서 그 조종사 입력 데이터들을 FCS 서브시스템(220)으로 전송한다.
FCS 서브시스템 모듈(220)은 파일럿 서브시스템 모듈(210)로부터 전송되는 각각의 조종사 입력 데이터들을 판독한 후, 그 판독된 각각의 입력 데이터들을 실행하기 위해 필요한 4개의 신호 즉, 메인 로터 콜렉티브 신호와 테일 로터 콜렉티브 신호와 래터럴 싸이클릭 신호와 롱지튜디널 싸이클릭 신호를 포함하는 신호들을 생성한 후 그 신호들을 액츄에이터 서브시스템 모듈(230)로 전송한다. 또한, FCS 서브시스템 모듈(220)은 HETLAS 프로그램(1)에 사용되는 헬리콥터 조종을 위한 메뉴 항목, 아이콘, 다이얼로그 등과 같은 그래픽 사용자 인터페이스(GUI) 및 도움말을 제공하기 위한 리소스를 포함할 수도 있다.
액츄에이터 서브시스템 모듈(230)은 FCS 서브시스템 모듈(220)로부터 전송되는 메인 로터 콜렉티브 신호와 테일 로터 콜렉티브 신호와 래터럴 싸이클릭 신호와 롱지튜디널 싸이클릭 신호에 각각 대응하는 동작 제어 신호들을 생성한 후 그 동작 제어 신호들을 해당하는 헬리콥터 6자유도 모듈(10)로 전송한다.
신호 발생기 서브시스템 모듈(240)은 헬리콥터 기동 중의 기타 환경 변수 데이터들을 나타내는 신호들을 발생시킨 후 그 기타 환경 변수 데이터들을 나타내는 신호들을 각각의 기본 서브시스템의 모듈들(10)로 전송한다.
센서 서브시스템 모듈(250)은 액츄에이터 서브시스템 모듈(230)로부터의 동작 제어 신호들 및 신호 발생기 서브시스템 모듈(240)로부터의 기타 환경 변수 데이터들을 나타내는 신호들에 따른 헬리콥터 6자유도 모듈(10)의 동작을 감지한다.
한편, 엔진 데이터베이스(110)는 헬리콥터 엔진 테스트에 의한 온도 및 압력 고도에 대한 엔진 추력을 기록한 테이블을 저장한 데이터이며, 조종사로부터 입력되는 헬리콥터의 조종간 입력 데이터들에 따라 헬리콥터의 엔진 추력계산을 위한 필수 데이터로 제공된다.
또한, 공력 데이터베이스(120)는 헬리콥터 풍동 테스트에 의한 받음각과 속도에 대한 공력 계수를 기록한 테이블을 각 구성요소별로 저장한 데이터이며, 조종사로부터 입력되는 헬리콥터의 조종간 입력 데이터들에 따라 헬리콥터의 각 구성요소들이 받게 되는 힘/모멘트의 계수 산출을 위한 필수 데이터로 제공된다.
또한, 엔진 서브시스템 모듈(130)과, 동체 서브시스템 모듈(140)과, 메인 로터 서브시스템 모듈(150)과, 테일 로터 서브시스템 모듈(160), 수직안정판 서브시스템 모듈(170), 수평안정판 서브시스템 모듈(180)은 파일럿 서브시스템 모듈(210)을 통하여 조종사로부터 입력되는 헬리콥터의 조종간 입력 데이터 및 신호 발생기 서브시스템 모듈(240)을 통하여 조종사로부터 입력되는 기타 환경 변수 데이터에 따라 헬리콥터의 각 토크, 동체, 메인 로터, 테일 로터, 수직안정판 및 수평안정판이 받게되는 힘/모멘트를 계산하는 동작을 수행한다.
도 2는 본 발명인 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램(이하, 경우에 따라 HETLAS 프로그램이라고도 지칭함)(1)을 구성하는 각각의 모듈들을 실행동작을 설명하기 위한 개념도이다.
도 2를 참조하면, 본 발명에 따른 HETLAS 프로그램(1)은 파일럿 서브시스템 모듈(210)을 통해 입력되는 조종사의 트림 실행 명령에 따라 헬리콥터 트림 해석 모듈(310)을 호출함으로써 트림 수행 동작을 개시한다(S101a).
헬리콥터 트림 해석 모듈(310)은 조종사의 트림 실행 명령에 포함된 해당 서브시스템 모듈들의 호출 수행 순서, 횟수 및 변수 입출력 관계를 정의한 서브시스템 호출 함수에 따라(S102), 각 서브시스템 모듈들(10, 210, 220, 230, 240, 250)을 호출하기 위한 드라이버 파일들을 호출함으로써(S103), 조종사의 트림 실행 명령의 실행을 위한 해당 서브시스템 모듈들(10, 210, 220, 230, 240, 250)을 호출하여 구동시킨다(S104). 그 다음, 헬리콥터 트림 해석 모듈(310)은 트림 해석의 결과를 메모리에 트림 데이터로서 저장한다(S200). 여기서의 상기 S101a 단계 내지 S104 단계 및 S200 단계를 통해 메모리에 저장된 트림 데이터는 이후의 선형화 실행 동작 및 시뮬레이션 실행 동작을 위한 참조 데이터로 사용된다.
마찬가지로, 본 발명에 따른 HETLAS 프로그램(1)은 파일럿 서브시스템 모듈(210)을 통해 입력되는 조종사의 선형화 실행 명령에 따라 헬리콥터 선형화 해석 모듈(320)을 호출함으로써 선형화 수행 동작을 개시한다(S101b). 헬리콥터 선형화 해석 모듈(320)은 조종사의 선형화 실행 명령에 포함된 해당 서브시스템 모듈들의 호출 수행 순서, 횟수 및 변수 입출력 관계를 정의한 서브시스템 호출 함수에 따라(S102), 각 서브시스템 모듈들(10, 210, 220, 230, 240, 250)을 호출하기 위한 드라이버 파일들을 호출함으로써(S103), 조종사의 선형화 실행 명령의 실행을 위한 해당 서브시스템 모듈들(10, 210, 220, 230, 240, 250)을 호출하여 구동시킨다(S104). 그 다음, 헬리콥터 선형화 해석 모듈(320)은 선형화 해석의 결과를 메모리에 선형화 데이터로서 저장한다(S300).
마찬가지로, 본 발명에 따른 HETLAS 프로그램(1)은 파일럿 서브시스템 모듈(210)을 통해 입력되는 조종사의 시뮬레이션 실행 명령에 따라 헬리콥터 시뮬레이션 해석 모듈(330)을 호출함으로써 시뮬레이션 수행 동작을 개시한다(S101c). 헬리콥터 시뮬레이션 해석 모듈(330)은 조종사의 시뮬레이션 실행 명령에 포함된 해당 서브시스템 모듈들의 호출 수행 순서, 횟수 및 변수 입출력 관계를 정의한 서브시스템 호출 함수에 따라(S102), 각 서브시스템 모듈들(10, 210, 220, 230, 240, 250)을 호출하기 위한 드라이버 파일들을 호출함으로써(S103), 조종사의 시뮬레이션 실행 명령의 실행을 위한 해당 서브시스템 모듈들(10, 210, 220, 230, 240, 250)을 호출하여 구동시킨다(S104). 그 다음, 헬리콥터 시뮬레이션 해석 모듈(330)은 시뮬레이션 해석의 결과를 메모리에 시뮬레이션 데이터로서 저장한다(S400).
이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다.
1: HETLAS 프로그램 110: 엔진 데이터베이스
120: 공력 데이터베이스 130: 엔진 서브시스템 모듈
140: 동체 서브시스템 모듈 150: 메인로터 서브시스템 모듈
160: 테일로터 서브시스템 모듈 170: 수직안정판 서브시스템 모듈
170: 수평안정판 서브시스템 모듈 210: 파일럿 서브시스템 모듈
220: FCS 서브시스템 모듈 230: 액츄에이터 서브시스템 모듈
240: 신호발생기 서브시스템 모듈 250: 센서 서브시스템 모듈
310: 헬리콥터 트림해석 모듈 320: 헬리콥터 선형화해석 모듈
330: 헬리콥터 시뮬레이션해석 모듈

Claims (2)

  1. 조종사로부터 조종간 입력 데이터를 텍스트 데이터 형태로 수신하는 파일럿 서브시스템 모듈;
    상기 파일럿 서브시스템 모듈로부터 전송되는 조종간 입력 데이터를 판독한 후, 그 판독된 입력 데이터의 실행을 위해 필요한 4개의 신호들 즉, 메인 로터 콜렉티브(main rotor collective) 신호와 테일 로터 콜렉티브(tail rotor collective) 신호와 래터럴 싸이클릭(lateral cyclic) 신호와 롱지튜디널 싸이클릭(longitudinal cyclic) 신호를 포함하는 신호들을 생성하는 FCS(Flight Control Systems) 서브시스템 모듈;
    상기 FCS 서브시스템 모듈로부터 전송되는 상기 4개의 신호들에 각각 대응하는 동작 제어 신호들을 생성하는 액츄에이터 서브시스템 모듈;
    헬리콥터 기동 중의 환경 변수 데이터들을 나타내는 신호들을 발생시키는 신호 발생기 서브시스템 모듈;
    상기 액츄에이터 서브시스템 모듈로부터 전송되는 동작 제어 신호들 및 상기 신호 발생기 서브시스템 모듈로부터 전송되는 상기 환경 변수 데이터들을 나타내는 신호들에 따라 헬리콥터의 토크, 동체, 메인 로터, 테일 로터, 수직안정판, 수평안정판이 받게 되는 힘과 모멘트를 계산하는 헬리콥터 6자유도 모듈;
    상기 헬리콥터 6자유도 모듈에서 계산된 헬리콥터의 토크, 동체, 메인 로터, 테일 로터, 수직안정판, 수평안정판이 받게 되는 힘과 모멘트에 기초한 제어 신호에 따라 상기 헬리콥터 6자유도 모듈의 동작을 감지하는 센서 서브시스템 모듈;
    상기 파일럿 서브시스템 모듈을 통하여 조종사로부터 입력받는 트림 실행 명령에 따라 상기 FCS 서브시스템 모듈, 상기 액츄에이터 서브시스템 모듈, 상기 신호 발생기 서브시스템 모듈, 상기 헬리콥터 6자유도 모듈을 호출하여 트림 연산을 수행하는 헬리콥터 트림 해석 모듈;
    상기 파일럿 서브시스템 모듈을 통하여 조종사로부터 입력받는 선형화 실행 명령에 따라 상기 FCS 서브시스템 모듈, 상기 액츄에이터 서브시스템 모듈, 상기 신호 발생기 서브시스템 모듈, 상기 헬리콥터 6자유도 모듈을 호출하여 선형화 연산을 수행하는 헬리콥터 선형화 해석 모듈; 및
    상기 파일럿 서브시스템 모듈을 통하여 조종사로부터 입력받는 시뮬레이션 실행 명령에 따라 상기 FCS 서브시스템 모듈, 상기 액츄에이터 서브시스템 모듈, 상기 신호 발생기 서브시스템 모듈, 상기 헬리콥터 6자유도 모듈을 호출하여 시뮬레이션 연산을 수행하는 헬리콥터 시뮬레이션 해석 모듈을 포함하는, 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독가능한 기록 매체.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 헬리콥터 6자유도 모듈은,
    헬리콥터 엔진 테스트에 의한 온도와 압력고도에 대한 엔진 추력을 기록한 테이블을 저장한 엔진 데이터베이스;
    헬리콥터 풍동 테스트에 의한 받음각과 속도에 대한 공력 계수를 기록한 테이블을 각 구성요소별로 저장한 공력 데이터베이스;
    상기 엔진 데이터베이스 내에 저장된 엔진 데이터를 참조하여, 엔진 추력을 계산하는 엔진 서브시스템 모듈;
    상기 공력 데이터베이스 내에 저장된 상기 각 구성요소별의 상기 받음각과 속도에 대한 공력 계수를 참조하여, 동체가 받게되는 힘과 모멘트를 계산하는 동체 서브시스템 모듈;
    상기 공력 데이터베이스 내에 저장된 상기 각 구성요소별의 상기 받음각과 속도에 대한 공력 계수를 참조하여, 메인 로터가 받게되는 힘과 모멘트를 계산하는 메인 로터 서브시스템 모듈; 및
    상기 공력 데이터베이스 내에 저장된 상기 각 구성요소별의 상기 받음각과 속도에 대한 공력 계수를 참조하여, 테일 로터가 받게되는 힘과 모멘트를 계산하는 테일 로터 서브시스템 모듈;
    상기 공력 데이터베이스 내에 저장된 상기 각 구성요소별의 상기 받음각과 속도에 대한 공력 계수를 참조하여, 수직안정판이 받게되는 힘과 모멘트를 계산하는 수직안정판 서브시스템 모듈; 및
    상기 공력 데이터베이스 내에 저장된 상기 각 구성요소별의 상기 받음각과 속도에 대한 공력 계수를 참조하여, 수평안정판이 받게되는 힘과 모멘트를 계산하는 수평안정판 서브시스템 모듈을 포함하는 것을 특징으로 하는, 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독가능한 기록 매체.
KR1020120053651A 2012-05-21 2012-05-21 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독가능한 기록 매체 Active KR101374252B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020120053651A KR101374252B1 (ko) 2012-05-21 2012-05-21 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독가능한 기록 매체

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020120053651A KR101374252B1 (ko) 2012-05-21 2012-05-21 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독가능한 기록 매체

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20130129624A KR20130129624A (ko) 2013-11-29
KR101374252B1 true KR101374252B1 (ko) 2014-03-13

Family

ID=49856183

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020120053651A Active KR101374252B1 (ko) 2012-05-21 2012-05-21 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독가능한 기록 매체

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101374252B1 (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20220154331A (ko) 2021-05-13 2022-11-22 한국항공우주산업 주식회사 회전익 항공기의 비정상 성능 해석 시스템 및 그 방법

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101833243B1 (ko) * 2017-11-01 2018-03-02 엘아이지넥스원 주식회사 비행체의 대기 속도 추정 장치 및 방법
KR102261692B1 (ko) * 2019-10-11 2021-06-08 국방과학연구소 액츄에이터를 통해 발생된 추력의 유동 해석 방법 및 장치
KR102698822B1 (ko) * 2023-10-31 2024-08-26 한화시스템 주식회사 도심 항공 모빌리티의 로터 형상 설계 방법 및 장치

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
신재화외 1인, '요소 기반의 헬리콥터 시뮬레이션 프로그램 개발', 한국항공우주학회지, 제35권, 제6호, 2007.6 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20220154331A (ko) 2021-05-13 2022-11-22 한국항공우주산업 주식회사 회전익 항공기의 비정상 성능 해석 시스템 및 그 방법

Also Published As

Publication number Publication date
KR20130129624A (ko) 2013-11-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110928201B (zh) 一种飞机航电系统半物理试验方法及系统
Gockel et al. Challenges with structural life forecasting using realistic mission profiles
EP2729927A1 (en) Method of developing a mathematical model of dynamics of a vehicle for use in a computer-controlled vehicle simulator
KR101374252B1 (ko) 헬리콥터 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독가능한 기록 매체
Clarke et al. Flight test of the F/A-18 active aeroelastic wing airplane
Suh et al. Virtual Deformation Control of the X 56A Model with Simulated Fiber Optic Sensors
Du Val et al. FLIGHTLAB TM modeling for real-time simulation applications
Wang et al. Model based design and procedure of flight control system for unmanned aerial vehicle
Beyer et al. An aeroelastic flight dynamics model for gust load alleviation of energy-efficient passenger airplanes
Dean et al. High resolution CFD simulations of maneuvering aircraft using the CREATE-AV/Kestrel solver
Britt et al. Aeroservoelastic characteristics of the B-2 bomber and implications for future large aircraft
Ryaciotaki-Boussalis et al. Computational and experimental design of a fixed-wing uav
JP6074969B2 (ja) シミュレータ
Cantarelo et al. Validation discussion of an Unmanned Aerial Vehicle (UAV) using JSBSim flight dynamics model compared to MATLAB/Simulink AeroSim blockset
KR20140084645A (ko) 헬리콥터 ｆｂｗ 시스템 개발용 비행 동역학 해석/시뮬레이션 프로그램을 기록한 컴퓨터 판독가능한 기록 매체
Dean et al. Determining the applicability and effectiveness of current CFD methods in store certification activities
Sivan et al. Special theme: India’s reusable launch vehicle technology demonstrator: the future of space transportation system
Cassaro et al. Overview of the multipurpose aircraft simulation laboratory experience
Pavlock Flight test engineering
Yavrucuk et al. A new helicopter simulation and analysis tool: Helidyn+
Cereceda et al. JSBSim Open-Source Flight Dynamics Model for Fixed-Wing Unmanned Aerial Vehicle Applications
Ratcliff et al. Virtual flight testing of high performance fighter aircraft using high-resolution CFD
Panchal et al. Further Development of a Flight Control Software for a Lift-to-Cruise Vehicle
Wang et al. Discrete Time State-Space Aeroservoelastic Modeling Using FUN3D
Smaili et al. Simulation of an affordable fly-by-wire system for small commercial aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
PA0109 Patent application

Patent event code: PA01091R01D

Comment text: Patent Application

Patent event date: 20120521

PA0201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
PE0902 Notice of grounds for rejection

Comment text: Notification of reason for refusal

Patent event date: 20130628

Patent event code: PE09021S01D

PG1501 Laying open of application
E701 Decision to grant or registration of patent right
PE0701 Decision of registration

Patent event code: PE07011S01D

Comment text: Decision to Grant Registration

Patent event date: 20140124

GRNT Written decision to grant
PR0701 Registration of establishment

Comment text: Registration of Establishment

Patent event date: 20140307

Patent event code: PR07011E01D

PR1002 Payment of registration fee

Payment date: 20140310

End annual number: 3

Start annual number: 1

PG1601 Publication of registration
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20170206

Year of fee payment: 4

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20170206

Start annual number: 4

End annual number: 4

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20180205

Year of fee payment: 5

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20180205

Start annual number: 5

End annual number: 5

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20190219

Year of fee payment: 6

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20190219

Start annual number: 6

End annual number: 6

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20200226

Year of fee payment: 7

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20200226

Start annual number: 7

End annual number: 7

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20210303

Start annual number: 8

End annual number: 8

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20250226

Start annual number: 12

End annual number: 12