• 한국항공우주학회지
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• 제35권10호
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• pp.940-947
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• 2007

초음속 전투기급 비행제어 컴퓨터(FLCC)의 성능향상을 위해 프로세서(CPU) 및 CPU 보드의 형상이 변경되었으며, 하드웨어형상 확정 단계에서 정확한 실시간 처리량 예측이 필요하였다. 본 연구에서는 실시간 처리량 예측을 위한 실험적 방법이 시도되었다. 기존 FLCC를 정상 동작시키며 한 Sampling Time 동안　CPU(SMJ320C40) Address Bus 데이터를 획득 및 디코드하여 메모리별 접근 및 분기 횟수를 측정하였다. 측정된 데이터를 통해, 신규 FLCC CPU(SMJ320C601) Demo Board를 제작하여 정확한 실시간 처리량 예측시험을 수행하였으며, 시험결과를 통해 CPU-Memory Architecture를 조기에 변경할 수 있었다. 특히 설계 변경에 따른 문제점들 중의 하나인 Power- Interruption에 대한 비행 안정성 저하여부를 판단하기 위하여 HILS (Hardware-In-the Loop Simulator)를 통한 비행검증시험이 수행되었다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제14권10호
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• pp.1081-1087
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• 2008

This paper describes limitations and solutions of the existing processor-monitoring concept for a military supersonics aircraft Flight Control Computer (FLCC) equipped with modern architecture processor to perform the system integration test. Safecritical FLCC integration test, which requires automatic test for thousands of test cases and real-time input/output test condition generation, depends on the processor-monitoring device called Processor Interface (PI). The PI, which relies upon on the FLCC processor's external address and data-bus data, has some limitations due to multi-fetching capability of the modern sophisticated military processors, like C6000's VLIW (Very-Long Instruction Word) architecture and PowerPC's Superscalar architecture. Several techniques for limitations were developed and proper monitoring approach was presented for modem processor-adopted FLCC system integration test.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제9권1호
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• pp.89-98
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• 2006

This paper describes signal attenuation characteristics as splicing the output on LVDT for stability and reliability of switching mechanism, which is developed to use common signal between FLCC and EDFLCC, on T-50 aircraft. The method of test is classified a Pspice simulation and an actual hardware evaluation. The difference of error margin for two methods is 10times, the latter higher. The result in this experiment shows that the signal attenuation as splicing the output on LVDT doesn't affect and the static error margin is 53% for develope the EDFLCC.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권11호
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• pp.1036-1042
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• 2007

비행조종컴퓨터 하드웨어 개발은 상용 툴 및 전용 개발치구가 전무하여 전 근대적인 방법으로 개발하고 있어 개발 기간을 단축하기가 용이하지 않다. 모델링 및 시뮬레이션과 가상현실 기술을 이용하여 비행조종컴퓨터 하드웨어 개발에 적용하는 프로세스 개선 툴이 필요하게 되었다. 본 논문에서는 비행조종컴퓨터 입/출력 신호 흐름, 입력 신호의 고장모니터 및 고장 관리 알고리즘, 논리 회로의 작동, 회로기판 조립체의 형상 및 장착 등과 같은 비행조종컴퓨터의 설계특성을 가상의 공간에 시각화 하고 모사할 수 있는 프로세스 개선 툴을 제안한다. 프로세스 개선 툴 사용자는 open flight format의 3차원 모델링 데이터를 이용하여 구성된 비행조종컴퓨터 모델을 사용하여 회로기판 조립체까지 분해/조립을 할 수 있으며 다양한 비행조종컴퓨터 설계 형상을 시뮬레이션 할 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권4호
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• pp.316-323
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• 2016

무인항공기는 자동모드에서는 사전에 계획된 항로점(비행이거나 이/착륙)들을 입력받아 자동으로 비행한다. 무인항공기는 수동모드에서도 유인항공기와 달리 조종사가 비행체에 탑승하지 않고 지상 통제실에서 조종입력을 인가하면 무선 데이터링크를 통하여 조종입력을 전달 받아 비행하게 된다. 데이터 링크는 여러 가지 이유로 통신두절이 될 수 있으며, 이때 무인항공기는 자동으로 비행모드를 수동에서 자동으로 전환하여 비행해야 한다. 그러므로 무인항공기에서 비행조종컴퓨터는 비행안전을 담당하는 매우 중요한 장비로 철저한 검증이 요구된다. 본 논문은 무인항공기의 비행제어컴퓨터가 비행성 요구조건을 만족하고, 다양한 고장이나 비상상황에서도 강건함을 입증할 수 있도록 비행제어 알고리즘의 검증환경인 HILS(Hardware In the Loop Simulation) 시험환경을 개발할 때 고려해야 할 사항들을 연구한 것으로 비행제어 HILS 시험환경의 구성장비들과 기타 고려사항 들을 제시한다.

• 한국항행학회논문지
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• 제25권4호
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• pp.273-279
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• 2021

무인항공기에 적용되는 비행제어컴퓨터는 safety-critical 구성품으로, 내결함성을 확보함으로써 운용의 신뢰성을 높이기 위해 다중화 구조로 설계되고 있다. 이러한 다중화 구조가 적용된 비행제어컴퓨터는 각각의 독립적인 연산/제어 장치가 동일한 시점에 동일한 작업을 수행할 수 있도록 설계되어야 하며, 이를 위해 각 연산/제어 장치 간의 작업 동기화를 위한 동기화 알고리즘이 포함되어야 한다. 본 논문에서는 무인기에 적용되는 이중화 비행제어컴퓨터간의 동기화를 위한 소프트웨어 설계 방법을 제안한다. 제안하는 동기화 방법은 고장률 감소를 위해 최소의 하드웨어 리소스만을 사용하여 동기화할 수 있도록 설계하였고, 동기화에 사용되는 하드웨어 타이머의 동작 방식을 고려하여 설계함으로써 타이머 동작에 따른 동기화 오차를 최소화 할 수 있도록 설계하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권7호
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• pp.701-708
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• 2009

개발된 비행제어컴퓨터(DFLCC: Developed Flight Control Computer)의 비행제어법칙은 고등훈련기급 항공기의 시제 최종 형상의 비행제어소프트웨어(OFP: Operation Flight Program)를 기반으로 개발되었다. 비행제어법칙은 상용 개발 툴을 이용하여 GUI(Graphic User Interface) 환경에서 설계되며, C 코드로 변환되어 OFP 에 반영된다. 그리고 OFP는 정형화된 검증절차를 통하여 검증되는데, 검증과정을 거치기 전에 비실시간 환경에서 C코드로 변환된 비행제어법칙과 기반이 되는 비행제어법칙의 상사성(similarity)을 검증하고, 구성된 HILS(Hardware In-the-Loop Simulator) 환경의 신뢰성(reliability)을 사전에 검증하는 절차가 필요하다. 비행제어법칙의 상사성은 비실시간 환경에서 고등훈련기급 항공기의 시제 최종 버전의 비행제어법칙과 개발된 비행제어법칙의 응답특성을 상호 비교하여 검증된다. 또한, 구성된 HILS 환경의 신뢰성은 비실시간 시뮬레이션 툴을 기반으로 HILS 결과와 항공기 응답특성을 비교하여 검증된다. 본 논문에서는 항공기 응답을 직접 비교함으로써 개발된 비행제어법칙의 상사성과 HILS 환경의 신뢰성을 검증하였다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제14권7호
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• pp.711-719
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• 2008

Although non-real time simulation and pilot based evaluations are available for the development of flight control computer prior to real flight tests, there are still many risky factors. The control law designed for prototype aircraft often leads to degraded performance from the initial design objectives, therefore, the proper evaluation methods should be applied such that flight control law designed can be verified in real flight environment. The one proposed in this paper is IFS(In-Flight Simulator). Currently, this system has been implemented into the F-18 HARV(High Angle of Attack Research Vehicle), SU-27 and F-16 VISTA(Variable stability. In flight Simulation Test Aircraft) programs. This paper addresses the concept of switching mechanism for FLCC(Flight Control Computer)-SWMC(Switching Mechanism Computer) using 1553B 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 '0' type are designed to reduce abrupt transient and minimize the integrator effect in pitch axis control law. It hans been turned out from the pilot evaluation in real time that the aircraft is controllable during the inter-conversion process through the flight control computer, and level 1 handling qualities are guaranteed. In addition, flight safety is maintained with an acceptable transient response during aggressive maneuver performed in severe flight conditions.