고받음각에서 조종성능 및 안정성 증강을 위한 제어법칙에 관한 연구

Abstract

현대의 고성능 전투기는 한계받음각 내에서 적절한 조종성(Controllability) 및 안정성(Stability)을 확보하고 있어야 한다. 고받음각에서 항공기가 이탈에 진입할 수 있는 한계값은 항공기 형상설계에 직결되는 문제이다. 하지만 현대의 고성능 전투기는 전기식 비행제어계통(Digital Fly-By-Wire Flight Control System)을 사용하여 고받음각 제어법칙을 설계함으로써 한계값 내에서 항공기의 안정성을 보장하고 있다. 현재, T-50 세로축 고받음각 제어법칙에는 (+)한계받음각 이상으로의 비행을 제한하는 받음각 제한기(Angle of Attack Limiter)가 설계되어 있다. 그러나 (-)한계받음각 이상으로 비행을 제한하는 받음각 제한기는 설계되어 있지 않아, 조종사의 과도한 (-)세로축 기동에 대해 항공기가 이탈에 진입할 수 있다. 그리고 T-50 비행시험에서 PA에서 과도한 (+)세로축 기동 시, 받음각(Angle of Attack)이 현재 설계되어 있는 한계받음각을 초과하는 문제점이 발생하였다. 본 논문에서는 고받음각 제어법칙을 일부 수정하여 한계받음각 내에서 항공기의 세로축 조종성능을 향상시키고, 항공기 안정성을 확보할 수 있는 제어법칙에 관한 연구를 수행하였다. Modern version of supersonic jet fighter aircraft must have guaranteed appropriate controllability and stability in HAoA(high angle of attack). Limit value of aircraft entering into the deep stall in HAoA is related to aircraft configuration design. But, In order to guarantee the aircraft's safety in HAoA, control law for HAoA region implemented in digital Fly-By-Wire flight control system of supersonic jet fighter. The AoA limiter is designed for positive HAoA in longitudinal control law. But, aircraft departure during aggressive negative pitch maneuver such as push over in departure resistance flight test. Therefore negative AoA limiter is needed in longitudinal control law. Result of T-50 flight test show that the AoA is exceed the limit value during aggressive positive pitch maneuver in pull up of power approach mode. In this paper, the AoA limit control law in positive and negative AoA was proposed in order to improve aircraft controllability and stability.