KR101701723B1 - Mode conversion method and apparatus of flight route guiding apparauts - Google Patents

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KR101701723B1
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김세정
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한국항공우주산업 주식회사
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Abstract

According to the present invention, disclosed is a method to switch an algorithm in flight route guidance of an aircraft. The method comprises the following steps of: maintaining a plurality of algorithms; and selectively applying one of the plurality of algorithms in accordance with data received from the aircraft. The step of selectively applying one of the plurality of algorithms includes a step of switching the currently used algorithm into other algorithms. An algorithm switching time point (Time_total) is calculated through a time value (Time_1deg) required to change an angle of the aircraft by one angular degree, a PSI value representing a difference between a ground track angle and a nose of the aircraft, and a time delay value (TIME_TURNDELAY), and the time delay value (TIME_TURNDELAY) is variably set in accordance with each algorithm.

Description

비행 항로 유도 장치에서의 모드 전환 방법 및 장치{MODE CONVERSION METHOD AND APPARATUS OF FLIGHT ROUTE GUIDING APPARAUTS}[0001] MODE CONVERSION METHOD AND APPARATUS OF FLIGHT ROUTE GUIDING APPARATUS [0002]

본 발명은 항공기의 자동항법 유도시 유도 장치의 모드 전환 방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 항공기의 TACAN(Tactical Air Navigation) 자동항법 사용시 사용될 수 있는 자동항법 유도시 사용되는 모드 전환 방법에 관한 것이다.BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention [0001] The present invention relates to a mode switching method of an induction device for inducing an automatic navigation of an aircraft, and more particularly, to a mode switching method used in an automatic navigation induction that can be used in TACAN (Tactical Air Navigation)

항법센서 유도 알고리즘은 자동 비행 제어 시스템(AFCS : Auto Flight Control System) 소프트웨어(S/W)의 핵심 기술 중 하나이며, 항법센서 유도 알고리즘을 별도 외부장치(비행 관리 시스템(Flight Management System) 등)의 소프트웨어에 구현하여, AFCS Roll 명령 입력단과 연동하여 네비이션 자동 파일럿(Navigation Auto Pilot) 기능을 사용할 수 있다.The navigation sensor induction algorithm is one of the core technologies of AFCS (Auto Flight Control System) software (S / W), and it can be applied to the external sensor (Flight Management System) It can be implemented in software and can use the Navigation Auto Pilot function in conjunction with AFCS Roll command input.

항법센서 유도 알고리즘은 AFCS S/W 개발 핵심기술로 AFCS 개발시 사용할 수 있으며, 비행 관리 시스템(Flight Management System), AMS(Avionics Management System) 등의 구성품의 추가 옵션기능으로 판매가 가능하다.The navigation sensor induction algorithm is the core technology of AFCS S / W development and can be used for developing AFCS. It can be sold as an optional function of flight management system (AMS) and avionics management system (AMS).

GPS를 이용한 웨이포인트(Waypoint) 자동항법 유도 기술은 현재 활용되고 있으며, 항공기에 적용되었으나, TACAN을 이용한 자동항법 유도 알고리즘은 개발되어 실제 회전익 항공기에 적용된 사례가 없다.Waypoint using GPS GPS navigation technology is currently being used and applied to aircraft, but automatic navigation guidance algorithm using TACAN has been developed and there is no case applied to realistic flywheel aircraft.

도 1은 수평면에서의 항로 추종을 위한 개념을 설명하기 위한 개념도이다.FIG. 1 is a conceptual diagram for explaining a concept for follow-up of a route in a horizontal plane.

도 1을 참조하면, 항로 추종을 위해서 항로(110) 기준 항공기의 방위 편차를 계산하여, 편차를 줄이는 방향으로 롤 명령 값을 생성하며, 편차변화율 또한 계산하여 지나치게 빠르게 편차를 줄이지 않도록 롤 명령을 계산한다. 또한 해딩(120)과 항로 각도차를 계산하여 항로 대비 해딩 방향이 지나치게 틀어지지 않도록 롤 제어 명령을 계산한다.Referring to FIG. 1, a roll command value is generated in a direction to reduce a deviation by calculating a heading deviation of a reference aircraft 110 in order to follow the route, and a roll command is calculated so as not to reduce a deviation too quickly by calculating a deviation change rate do. Also, the heading angle difference with the hitting 120 is calculated to calculate the roll control command so that the heading versus the heading direction is not excessive.

이러한 계산 방식은 VOR 및 ILS 등의 방위(또는 측면편차각도) 정보를 제공하는 항법센서에 동일하게 적용할 수 있다. 단, 신호의 특성(노이즈 등)에 따라 롤 제어 명령 알고리즘에 사용할 수 있도록 신호를 처리하는 절차가 수행되어야 한다.This calculation method can be equally applied to a navigation sensor that provides orientation (or lateral deviation angle) information such as VOR and ILS. However, a procedure for processing the signal for use in the roll control command algorithm should be performed according to the characteristics of the signal (such as noise).

다만, 이러한 항로 추종을 위한 알고리즘은 수신되는 데이터에 따라 알고리즘이 전환될 수 있는데, 종래에는 TACAN 신호(방위 및 거리)만을 이용한 알고리즘과 TACAN 신호 및 GPS 신호(Ground Track)를 이용한 알고리즘 간 동일한 계산로직을 사용하여 알고리즘이 전환되었다. 이러한 경우, 각 알고리즘 별 Roll 명령 최대값의 차이로 인해, 항공기 회전 거리 차이가 발생하여 항로를 지나치게 되거나 또는 2회 회전을 이용한 항로진입 문제가 야기되는 문제점이 있다. However, in the algorithm for tracking the route, the algorithm can be switched according to the received data. In the past, the same calculation logic between the algorithm using only the TACAN signal (direction and distance) and the algorithm using the TACAN signal and the GPS signal The algorithm was switched. In such a case, there is a problem that a difference in the rotation distance of the aircraft occurs due to a difference in the maximum value of the Roll command for each algorithm, which causes the route to be overtraveled or the route entry problem due to the double rotation.

상술한 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 목적은 트랙킹 모드인 알고리즘 #1 및 #3 사용시 항공기 회전반경 차이가 발생함에 따라 알고리즘 전환 식의 시간 지연값(TIME_TURNDELAY) 값을 알고리즘별로 다르게 적용하여 할고리즘 별 전환시점을 적응적으로 산출하는 방법을 제공하는 것이다.In order to solve the above problems, it is an object of the present invention to provide a method and apparatus for solving the problems of the present invention, in which, when using the algorithms # 1 and # 3 that are tracking modes, a value of a time delay value (TIME_TURNDELAY) And to provide a method for adaptively calculating the conversion timing.

상기한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 항공기의 비행 항로 유도시 알고리즘 전환 방법은 복수 개의 알고리즘을 유지하는 단계 및 항공기에서 수신되는 데이터에 따라 상기 복수 개의 알고리즘 중 하나를 선택 적용하는 단계를 포함하되, 상기 복수 개의 알고리즘 중 하나를 선택 적용하는 단계는 현재 사용하고 있는 알고리즘에서 다른 알고리즘으로 전환하는 단계를 포함하고, 알고리즘의 전환 시점(Time_total)은 항공기의 각도를 1도 변경하는데 소요되는 시간값(Time_1deg), 항로각과 기수차를 나타내는 PSI 값 및 특정 알고리즘에 따른 지연 시간값(TIME_TURNDELAY)을 통해 산출되며, 상기 지연 시간값(TIME_TURNDELAY)은 각각의 알고리즘에 따라 가변적으로 설정될 수 있다.According to another aspect of the present invention, there is provided an algorithm switching method for an airline route guidance of an aircraft, the method comprising: maintaining a plurality of algorithms; and selectively applying one of the plurality of algorithms according to data received from an aircraft, The step of selecting and applying one of the plurality of algorithms includes a step of switching from an algorithm currently used to another algorithm, and a time point (Time_total) of an algorithm is a time value (Time_1deg ), A PSI value indicating a route angle and a radix difference, and a delay time value (TIME_TURNDELAY) according to a specific algorithm, and the delay time value TIME_TURNDELAY may be variably set according to each algorithm.

전환 시점 값(Time_total)은 Time_total = Time_1deg x │PSI(deg)│ + TIME_TURNDELAY를 통해 산출될 수 있다.The conversion time value (Time_total) can be calculated through Time_total = Time_1deg x PSI (deg) + TIME_TURNDELAY.

상기 복수 개의 알고리즘은 추종 항로로부터 일정 간격 이상으로 먼 거리에서 상기 추종 항로를 향해 인터셉트(intercept)시 사용되는 캡쳐(capture) 모드 및 추종 항로와 일정 간격 이하의 거리에서 타칸 신호를 트랙킹할 때 사용되는 트랙킹 모드 알고리즘을 포함하되, 상기 전환 시점은 상기 캡쳐 모드에서 상기 트랙킹 모드로 전환하는 시점을 나타낼 수 있다.The plurality of algorithms may be used in a capture mode used when intercepting the tracking route from a distance greater than a predetermined distance from the tracking route, and a tracking mode used when tracking the tagane signal at a distance less than a predetermined distance from the tracking route And a tracking mode algorithm, wherein the switching point may indicate a time point at which the switching from the capture mode to the tracking mode is performed.

상기 지연 시간값(TIME_TURNDELAY)은, (1) 상기 트랙킹 모드 중 타칸 정보와 항공기 위치 데이터를 모두 이용하여 제어명령값을 계산하는 제 1 알고리즘이 유효한 경우, 제 1 알고리즘의 제 1 지연 시간 파라미터(C1_DELAY_INC), 제 1 알고리즘의 제 2 지연 시간 파라미터(C1_DELAY_CNST) 및 타칸 거리 정보(TCN DIST)를 기반으로 산출되고, (2) 상기 트랙킹 모드 중 순수 타칸 정보만 사용하여 제어명령값을 계산하는 제 3 알고리즘이 유효한 경우, 제 3 알고리즘의 제 1 지연 시간 파라미터(C3_DELAY_INC), 제 3 알고리즘의 제 2 지연 시간 파라미터(C3_DELAY_CNST) 및 타칸 거리 정보(TCN DIST)를 기반으로 산출되며, (3) 상기 제 1 및 제 3 알고리즘이 모두 유효하지 않는 경우, CDU 설정 화면에서 입력한 지연 시간값(TM_DRN_DY)에 따라 설정될 수 있다.The delay time value (TIME_TURNDELAY) may be calculated by (1) a first delay time parameter (C1_DELAY_INC) of the first algorithm when the first algorithm for calculating the control command value using both the takan information and the aircraft position data of the tracking mode is valid, ), A second delay time parameter (C1_DELAY_CNST) of the first algorithm, and a TCN DIST (2), and (2) a third algorithm Is calculated based on the first delay time parameter (C3_DELAY_INC) of the third algorithm, the second delay time parameter (C3_DELAY_CNST) of the third algorithm and the TCN DIST information, and (3) If all the third algorithms are invalid, it can be set according to the delay time value (TM_DRN_DY) input in the CDU setting screen.

상기 지연 시간값(TIME_TURNDELAY)은 제 1 수학식 (TIME_TURNDELAY = C1_DELAY_INC * TCN DIST(미터 단위) * 0.000539957 + C1_DELAY_CNST) 및 제 2 수학식 (TIME_TURNDELAY = C3_DELAY_INC * TCN DIST(미터 단위) * 0.000539957 + C3_DELAY_CNST) 중 적어도 하나에 의해 산출될 수 있다.The delay time value TIME_TURNDELAY is a value obtained by multiplying the first equation (TIME_TURNDELAY = C1_DELAY_INC * TCN DIST (metric) * 0.000539957 + C1_DELAY_CNST) and the second equation (TIME_TURNDELAY = C3_DELAY_INC * TCN DIST (metric) * 0.000539957 + C3_DELAY_CNST) Can be calculated by at least one.

상기 제 1 알고리즘의 제 1 지연 시간 파라미터(C1_DELAY_INC), 상기 제 1 알고리즘의 제 2 지연 시간 파라미터(C1_DELAY_CNST), 상기 제 3 알고리즘 지연 시간 파라미터 1(C3_DELAY_INC) 및 상기 제 3알고리즘 지연 시간 파라미터 2(C3_DELAY_CNST)의 값은 시뮬레이션을 통해 항공기 뱅킹(Banking)에 따른 항공기 기수변화율을 추정하여 설정될 수 있다.The first algorithm's first delay time parameter C1_DELAY_INC, the first algorithm's second delay time parameter C1_DELAY_CNST, the third algorithm delay time parameter 1 (C3_DELAY_INC) and the third algorithm delay time parameter 2 (C3_DELAY_CNST ) Can be set by estimating the rate of aircraft nose change according to aircraft banking through simulation.

상기한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 항공기의 비행 항로 유도시 알고리즘 전환 장치는 복수 개의 알고리즘을 유지하는 알고리즘 저장부 및 항공기에서 수신되는 데이터에 따라 상기 복수 개의 알고리즘 중 하나를 선택 적용하는 알고리즘 적용부를 포함하되, 상기 알고리즘 적용부는 현재 사용하고 있는 알고리즘에서 다른 알고리즘으로 전환하고, 알고리즘의 전환 시점(Time_total)은 항공기의 각도를 1도 변경하는데 소요되는 시간값(Time_1deg), 선택된 비행 경로(CRS: course)와 현재의 그라운드 트랙(GTR) 간의 각도차를 나타내는 PSI 값 및 특정 알고리즘에 따른 지연 시간값(TIME_TURNDELAY)을 통해 산출되며, 상기 지연 시간값(TIME_TURNDELAY)은 각각의 알고리즘에 따라 가변적으로 설정될 수 있다.According to another aspect of the present invention, there is provided an apparatus for switching an algorithm for flight guidance of an aircraft, the apparatus including an algorithm storage unit for maintaining a plurality of algorithms, and an algorithm application unit for selectively applying one of the plurality of algorithms according to data received from the aircraft. (Time_total) is a time value (Time_1deg) required for changing the angle of the aircraft by 1 degree, a selected flight path (CRS: course (TIME_TURNDELAY) according to a specific algorithm, and the delay time value (TIME_TURNDELAY) may be variably set according to the respective algorithms have.

본 발명의 비행 항로 유도장치의 모드 전환 방법 및 장치에 따르면, 알고리즘별 항공기 회전 거리 특성을 분석하여 알고리즘 전환 시점을 별도로 적용함에 따라 항로 Overshoot 또는 항공기 2회 Banking 현상을 해소하는 효과가 있다.According to the mode switching method and apparatus of the flight route guidance apparatus of the present invention, by analyzing the characteristics of the rotation distance of the aircraft according to the algorithm and applying the algorithm switching point separately, there is an effect of eliminating the route overshoot or banking phenomenon twice.

도 1은 수평면에서의 비행경로 추종을 위한 개념을 설명하기 위한 개념도,
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 항로 유도 방법의 다양한 알고리즘이 적용되는 구역을 나타낸 도면,
도 3은 캡쳐 모드 구역에서 트랙킹 모드 구역으로의 전환시 계산되는 전환 시점을 설명하기 위한 도면,
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 항로 유도시 알고리즘 전환 방법을 나타낸 흐름도,
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 항로 유도시 알고리즘 전환 장치를 나타낸 블록도,
도 6은 동일시점 알고리즘 전환했을 때와 알고리즘 특성에 따라 계산된 알고리즘 전환 시점을 적용했는 때를 비교한 도면이다.1 is a conceptual diagram for explaining a concept for following a flight path on a horizontal plane,
FIG. 2 is a diagram illustrating a zone to which various algorithms of the flight path derivation method according to an embodiment of the present invention are applied,
FIG. 3 is a view for explaining a switching point calculated at the time of switching from the capture mode zone to the tracking mode zone;
FIG. 4 is a flowchart illustrating an algorithm switching method when a flight route is derived according to an embodiment of the present invention;
FIG. 5 is a block diagram illustrating an algorithm switching apparatus for flight route guidance according to an embodiment of the present invention;
FIG. 6 is a diagram comparing a time when the algorithm is switched at the same time and a time at which the algorithm switching time calculated according to the algorithm characteristic is applied.

본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세하게 설명하고자 한다.While the invention is susceptible to various modifications and alternative forms, specific embodiments thereof are shown by way of example in the drawings and will herein be described in detail.

그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.It is to be understood, however, that the invention is not to be limited to the specific embodiments, but includes all modifications, equivalents, and alternatives falling within the spirit and scope of the invention.

제 1, 제 2 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. 예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제 1 구성요소는 제 2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제 2 구성요소도 제 1 구성요소로 명명될 수 있다. 및/또는 이라는 용어는 복수의 관련된 기재된 항목들의 조합 또는 복수의 관련된 기재된 항목들 중의 어느 항목을 포함한다.The terms first, second, etc. may be used to describe various components, but the components should not be limited by the terms. The terms are used only for the purpose of distinguishing one component from another. For example, without departing from the scope of the present invention, the first component may be referred to as a second component, and similarly, the second component may also be referred to as a first component. And / or < / RTI > includes any combination of a plurality of related listed items or any of a plurality of related listed items.

어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다. It is to be understood that when an element is referred to as being "connected" or "connected" to another element, it may be directly connected or connected to the other element, . On the other hand, when an element is referred to as being "directly connected" or "directly connected" to another element, it should be understood that there are no other elements in between.

본 출원에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 출원에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.The terminology used in this application is used only to describe a specific embodiment and is not intended to limit the invention. The singular expressions include plural expressions unless the context clearly dictates otherwise. In the present application, the terms "comprises" or "having" and the like are used to specify that there is a feature, a number, a step, an operation, an element, a component or a combination thereof described in the specification, But do not preclude the presence or addition of one or more other features, integers, steps, operations, elements, components, or combinations thereof.

다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가지고 있다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가진 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.Unless defined otherwise, all terms used herein, including technical or scientific terms, have the same meaning as commonly understood by one of ordinary skill in the art to which this invention belongs. Terms such as those defined in commonly used dictionaries should be interpreted as having a meaning consistent with the meaning in the context of the relevant art and are to be interpreted in an ideal or overly formal sense unless explicitly defined in the present application Do not.

이하, 첨부한 도면들을 참조하여, 본 발명의 바람직한 실시예를 보다 상세하게 설명하고자 한다. 본 발명을 설명함에 있어 전체적인 이해를 용이하게 하기 위하여 도면상의 동일한 구성요소에 대해서는 동일한 참조부호를 사용하고 동일한 구성요소에 대해서 중복된 설명은 생략한다.
Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In order to facilitate the understanding of the present invention, the same reference numerals are used for the same constituent elements in the drawings and redundant explanations for the same constituent elements are omitted.

비행 항로 유도 방법의 개요Outline of flight route guidance method

도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 항로 유도 방법의 다양한 알고리즘이 적용되는 구역을 나타낸 도면이다.2 is a diagram illustrating a region to which various algorithms of the flight route derivation method according to an embodiment of the present invention are applied.

도 2를 참조하면, 추종 항로(210)로부터 접근하는 속도(TACAN 방위변화율) 및 항로와 기수 차에 따라 트랙킹 모드 구역(알고리즘 #1, #2, #3), 기수 유지 모드 구역(알고리즘 #4) 및 캡쳐 모드 구역(알고리즘 #5)으로 나눌 수 있다. 항공기는 TACAN 방위변화율에 따라 또는 항공기가 수신하는 정보의 종류에 따라 알고리즘을 선택적용할 수 있다. 먼저, 접근하는 속도(TACAN 방위 변화율) 및 항로와 기수 차를 통해 계산한 결과에 따라 트랙킹 모드 구역을 계산하고, 항공기가 그 내부에 있을 경우 트랙킹 모드로 비행 항로를 유도하고, 상기 각도가 일정 범위를 벗어나는 경우는 캡쳐 모드로 동작한다. 또한, 타칸 지상국(220)으로부터 일정 반경 내에 있거나, TACAN 방위 변화율이 기준치보다 빠른 경우, 기수 유지 모드로 동작한다.Referring to FIG. 2, the tracking mode zones (Algorithms # 1, # 2 and # 3), the nose keeping mode zone (Algorithm # 4 ) And a capture mode zone (algorithm # 5). The aircraft can choose to apply the algorithm according to the rate of TACAN azimuth change or the type of information the aircraft receives. First, the tracking mode zone is calculated according to the approaching speed (TACAN azimuth change rate) and the result calculated through the route and radix, and when the aircraft is inside it, the flight route is induced in the tracking mode, It operates in the capture mode. When the TACAN azimuth change rate is within a certain radius from the Takan ground station 220 or is faster than the reference value, the tachometer operates in the radar holding mode.

전체적인 자동 항법 유도 알고리즘은 전술한 바와 같이, 5개의 알고리즘이 별도 구현되고, 센싱신호 유효성 조건에 따라 자동전환되며 동작한다. 이하 5개의 알고리즘에 대해 보다 상세히 설명한다.As described above, the entire automatic navigation guidance algorithm is implemented separately and operates automatically according to the sensing signal validity condition. The following five algorithms are described in more detail.

항공기에서 이러한 비행 항로 판단 및 자동 비행을 수행하는 임무컴퓨터는 제어명령값을 계산하기 위해 복수의 입력값을 이용할 수 있다. 먼저, 항공기 위치/자세 정보가 이용될 수 있는데, 항공기 위치/자세 정보는 GPS/INS를 통해 획득되는 항법 정보(Ground Track 포함) 및 AHRS(Attitude and heading reference system)를 통해 획득되는 항공기의 자세 정보를 포함할 수 있다. A mission computer that performs such flight path determination and automatic flight on an aircraft may utilize a plurality of input values to calculate control command values. First, the aircraft position / attitude information can be used. The aircraft position / attitude information includes information about the attitude (including the ground track) obtained through the GPS / INS and the attitude information of the aircraft obtained through the attitude and heading reference system (AHRS) . ≪ / RTI >

또한, 임무컴퓨터는 타칸 장치를 통해 획득되는 타칸 정보 및 항공기 위치 정보를 이용하여 항공기의 롤 제어명령값(ROLL COMMAND)를 산출할 수 있다. 임무컴퓨터는 제어명령값을 계산한 후, AFCS로 계산결과값만을 전달하고, 임무컴퓨터가 비행 조종을 직접 담당하지 않을 수 있다. In addition, the mission computer can calculate the roll control command value (ROLL COMMAND) of the aircraft using the takan information and the aircraft position information obtained through the takan apparatus. After calculating the control command value, the mission computer transmits only the calculation result to AFCS, and the mission computer may not directly control the flight control.

타칸 정보와 항공기 위치/자세 정보를 이용하여 제어명령값을 산출하는 복수 개의 알고리즘(알고리즘#1, 알고리즘#2, 알고리즘#3, 알고리즘#4 및 알고리즘 #5등)을 보유하고 있고, 타칸 정보와 항공기 위치/자세 정보의 수신 상황(유효성 판단을 통해 감지될 수 있음)에 대응하여 상기 복수 개의 알고리즘 중 하나를 적용하여 제어명령값을 산출할 수 있다. (Algorithm # 1, Algorithm # 2, Algorithm # 3, Algorithm # 4, and Algorithm # 5, etc.) for calculating control command values using the Takan information and the aircraft position / attitude information. The control command value can be calculated by applying one of the plurality of algorithms corresponding to the reception state of the aircraft position / attitude information (which can be detected through the validity judgment).

산출된 제어명령값은 APM에 제공될 수 있다. 제공되는 제어명령값은 과도한 롤 명령으로 인한 고도손실을 방지하고, 급격한 기동을 방지하는 목적에서, 최대 롤 명령값(Maximum Roll Command)을 설정하여 이를 넘지 않도록 설계할 수 있다. 이때, 바람직하게는 상기 최대 롤 명령값은 22도로 설정될 수 있다. 또한, 146knots 이하의 속도에선 22도보다 작은 값(0.15xAirspeed)으로 제한할 수 있다. 이는 일반적으로 AFCS 컴퓨터 내부 루프내에 적용되어 있으며, 임무컴퓨터에서 중복으로 구현할 수도 있다.The calculated control command value may be provided to the APM. The provided control command value can be designed so as not to exceed the maximum roll command value (Maximum Roll Command) for the purpose of preventing altitude loss due to excessive roll command and preventing sudden start. At this time, preferably, the maximum roll command value may be set to 22 degrees. Also, at speeds below 146 knots, you can limit the value to less than 22 degrees (0.15xAirspeed). This is generally applied within AFCS computer loops, and may be implemented redundantly on a mission computer.

또한, 입력값의 변화나 항공기 주변환경의 변화로 인한 갑작스런 롤 명령을 줄여주기 위해, 이전값 대비 큰 값이 들어올 경우, 필터를 사용하여 서서히 증가/감소토록 할 수 있다.Also, in order to reduce the sudden roll command due to the change of the input value or the environment of the airplane, if a larger value than the previous value is input, the filter can be used to gradually increase / decrease the value.

또한, 현재 항공기의 진행방향(Ground Track 또는 Heading)이 추종해야 할 경로의 우측 또는 좌측에 있는지 등을 별도의 간단한 계산을 통해 판단할 수 있도록 구성된다.It is also possible to judge whether the current direction (ground track or heading) of the current aircraft is on the right or left side of the route to be followed, through a simple calculation.

먼저, 추종 항로(210)와 근거리에서, 즉 일정 거리 이하로 떨어진 위치에서 타칸 신호를 트랙킹할 때 사용하는 모드가 트랙킹 모드이고, 이는 수신되는 센서 데이터의 유효성에 따라 알고리즘 #1, #2 및 #3 중 하나가 자동 선택될 수 있다.First, the tracking mode is used for tracking the takan signal at a position close to the tracking route 210, that is, a distance less than a certain distance. This is because the algorithms # 1, # 2 and # 3 can be selected automatically.

유효성은 일정 주기로 수신되는 타칸 정보 및 항공기 Ground Track 정보에 대한 유효성으로 판단되는데, 그 기준을 시간과 변화량으로 잡을 수 있다. 즉, 사용자가 설정한 기준 시간보다 긴 시간 데이터가 수신되지 않는 경우, 해당 정보는 유효하지 않다고 판단할 수 있다. 또는, 타칸 정보에 포함된 방위각 정보의 변화율을 측정하여 시간 대비 변화량이 기준 범위를 초과하는 경우, 해당 데이터는 유효하지 않다고 판단할 수 있다. 방위각 정보의 변화율 측정을 위해서는, 타칸 신호 특성을 고려하여, 여러 가지 필터 처리를 하여 사용하여야 한다. 현재 적용된 필터는 데이터 이동평균과 1차 필터를 적용하였으며, 데이터 특성에 따라 다른 필터처리 기법을 적용할 수도 있다.The validity is judged to be the validity of the takan information and the air ground track information received at regular intervals, and the criterion can be taken as the time and the change amount. That is, when time data longer than the reference time set by the user is not received, it can be determined that the information is invalid. Alternatively, the rate of change of the azimuth information included in the takan information may be measured, and if the amount of change over time exceeds the reference range, it may be determined that the corresponding data is invalid. In order to measure the rate of change of the azimuth information, various filter processes should be used in consideration of the Takan signal characteristics. Currently applied filters apply a data moving average and a first order filter, and other filter processing techniques can be applied depending on the data characteristics.

먼저, 알고리즘 #1 내지 5에서 사용되는 변수들을 다음과 같이 정리할 수 있다.First, variables used in the algorithms # 1 to # 5 can be summarized as follows.

순번turn 파라미터 이름Parameter name 설명Explanation 사용 알고리즘Usage algorithm 범위range 기본값Default 단위unit 1One dBRG_AVGTIME_AL4dBRG_AVGTIME_AL4 유효성판단_방위편차변화율 평균시간Validation_Direction Deviation Rate of Change Average Time #1, #2, #3, #5# 1, # 2, # 3, # 5 0~100.00 to 100.0 0.20.2 secsec 22 DBRG_AL4_FilterDBRG_AL4_Filter 유효성판단_방위편차변화율 필터계수Validation_Direction Deviation Rate of Change Filter Factor #1, #2, #3, #5# 1, # 2, # 3, # 5 0.0001~10.0001 to 1 1One nonenone 33 AL1235VLD_TIMEAL1235VLD_TIME 방위편차변화율에 따른 유효성 판단 시간 (SET_dANG_DEV_L 이하)The validity determination time (less than SET_dANG_DEV_L) according to the azimuth variation rate #1, #2, #3, #5# 1, # 2, # 3, # 5 0~300.00 to 300.0 2020 secsec 44 SET_dANG_DEV_HSET_dANG_DEV_H 방위편차변화율 High기준, Orientation variation rate High standard, #1, #2, #3, #5# 1, # 2, # 3, # 5 0.001~1000.001 to 100 0.1000.100 nonenone 55 SET_dANG_DEV_LSET_dANG_DEV_L 방위편차변화율 Low기준, Direction deviation variation rate Low standard, #1, #2, #3, #5# 1, # 2, # 3, # 5 0.001~1000.001 to 100 0.0500.050 nonenone 66 ALG_CHGTIMEALG_CHGTIME 알고리즘 유지시간Algorithm maintenance time 공통common 0~300.00 to 300.0 10.010.0 secsec 77 INVALID_TIMEINVALID_TIME Roll Command 유효기준시간Roll Command Valid Time 공통common 0~300.00 to 300.0 60.060.0 secsec 88 CTRL_ALTCTRL_ALT TACAN 기준고도, TACAN reference altitude, #1,#3# 1, # 3 0~30000 ~ 3000 600600 metermeter 99 CTRL1_DSTTIMECTRL1_DSTTIME 거리유지시간, 알고리즘#1Distance Retention Time, Algorithm # 1 #1#One 0~300.00 to 300.0 10.010.0 secsec 1010 CTRL1_BRG_AVGTIMECTRL1_BRG_AVGTIME 방위편차 평균기준 시간, 알고리즘#1Bearing deviation average reference time, algorithm # 1 #1#One 0~100.00 to 100.0 1.01.0 secsec 1111 CTRL1_BRG_FilterCTRL1_BRG_Filter 방위편차평균 필터계수, 알고리즘#1Azimuth average filter coefficient, algorithm # 1 #1#One 0.0001~10.0001 to 1 0.00500.0050 nonenone 1212 CTRL1_DIST_AVGTIMECTRL1_DIST_AVGTIME 거리평균기준 시간, 알고리즘#1Distance average reference time, algorithm # 1 #1#One 0~100.00 to 100.0 1.01.0 secsec 1313 CTRL1_XTKCTRL1_XTK XTK 이득값, 알고리즘#1XTK gain value, algorithm # 1 #1#One 0.01~5000.01 to 500 0.050.05 nonenone 1414 CTRL1_XTK_satCTRL1_XTK_sat XTK 제한 값, 알고리즘#1XTK Limit Value, Algorithm # 1 #1#One 0~500.00 to 500.0 150.0150.0 degdeg 1515 CTRL1_PSICTRL1_PSI PSI 이득값, 알고리즘#1PSI gain value, algorithm # 1 #1#One 0.01~10.00.01 to 10.0 3.03.0 nonenone 1616 CTRL1_DCLCTRL1_DCL PHI 이득값, 알고리즘#1PHI gain value, algorithm # 1 #1#One -1.0000~1.0000-1.0000 ~ 1.0000 -0.0355-0.0355 nonenone 1717 CTRL1_CNSTCTRL1_CNST PHI 이득값, 알고리즘#1PHI gain value, algorithm # 1 #1#One 0~30.0000 to 30,000 8.1338.133 nonenone 1818 C1_DLY_INCC1_DLY_INC Delay Time 파라미터1, 알고리즘 #1Delay Time Parameter 1, Algorithm # 1 #1#One -10.000~10.000-10,000 ~ 10,000 -0.166-0.166 nonenone 1919 C1_DLY_CNSTC1_DLY_CNST Delay Time 파라미터2, 알고리즘 #1Delay Time Parameter 2, Algorithm # 1 #1#One -100.00~100.00-100.00-100.00 5.005.00 nonenone 2020 CTRL1_CMDFCTRL1_CMDF Roll Command 최종 필터, Roll Command Final filter, #1#One 0.0001~10.0001 to 1 0.00700.0070 nonenone 2121 CTRL2_BRG_AVGTIMECTRL2_BRG_AVGTIME 방위편차 평균기준 시간, 알고리즘#2Bearing deviation average reference time, algorithm # 2 #2#2 0~100.00 to 100.0 1.01.0 secsec 2222 CTRL2_BRG_FilterCTRL2_BRG_Filter 방위편차 평균 필터계수, 알고리즘#2Azimuth average filter coefficient, algorithm # 2 #2#2 0.0001~10.0001 to 1 0.00500.0050 nonenone 2323 CTRL2_BRGCTRL2_BRG BRG 이득값, 알고리즘#2BRG gain value, algorithm # 2 #2#2 0.1~100000.1 to 10000 600.0600.0 nonenone 2424 CTRL2_BRG_satCTRL2_BRG_sat BRG 제한 값, 알고리즘#2BRG limit value, algorithm # 2 #2#2 0~500.00 to 500.0 100.0100.0 degdeg 2525 CTRL2_PSICTRL2_PSI PSI 이득값, 알고리즘#2PSI gain value, algorithm # 2 #2#2 0.01~100.00.01 to 100.0 2.002.00 nonenone 2626 CTRL2_PHICTRL2_PHI PHI 이득값, 알고리즘#2PHI gain value, algorithm # 2 #2#2 0.01~100.00.01 to 100.0 1.001.00 nonenone 2727 CTRL2_CMDFCTRL2_CMDF Roll Command 최종 필터, 알고리즘 #2Roll Command Final Filter, Algorithm # 2 #2#2 0.0001~10.0001 to 1 1.00001.0000 nonenone 2828 CTRL3_BRG_AVGTIMECTRL3_BRG_AVGTIME 방위편차 변화량 평균기준 시간, 알고리즘#3Algorithm # 3 #3# 3 0~100.00 to 100.0 1.01.0 secsec 2929 CTRL3_BRG_FilterCTRL3_BRG_Filter 방위 필터(U1), 알고리즘#3Orientation filter (U1), algorithm # 3 #3# 3 0.0001~10.0001 to 1 0.01000.0100 nonenone 3030 SINANG_AVGTIMESINANG_AVGTIME 방위편차 (sin처리) 평균시간, 알고리즘#3Orientation deviation (sin processing) Average time, Algorithm # 3 #3# 3 0~100.00 to 100.0 1.01.0 secsec 3131 CTRL3_SANG_FilterCTRL3_SANG_Filter 방위편차 (sin처리)변화율필터Azimuth deviation (sin process) change rate filter #3# 3 0.0001~10.0001 to 1 0.0080.008 nonenone 3232 CTRL3_DIST_AVGTIMECTRL3_DIST_AVGTIME 거리평균기준 시간, 알고리즘#3Distance average reference time, algorithm # 3 #3# 3 0~100.00 to 100.0 1.01.0 secsec 3333 CTRL3_XTKCTRL3_XTK XTK 이득값, 알고리즘#3XTK gain value, algorithm # 3 #3# 3 0.01~5000.01 to 500 0.040.04 nonenone 3434 CTRL3_XTK_satCTRL3_XTK_sat XTK 제한 값, 알고리즘#3XTK limit value, algorithm # 3 #3# 3 0~500.00 to 500.0 98.098.0 degdeg 3535 CTRL3_DXTKCTRL3_DXTK XTK 변화율 이득값, 알고리즘#3XTK change rate gain value, algorithm # 3 #3# 3 0.01~10.00.01 to 10.0 2.502.50 nonenone 3636 C3_DLY_INCC3_DLY_INC Delay Time 파라미터1, 알고리즘 #3Delay Time Parameter 1, Algorithm # 3 #3# 3 -10.000~10.000-10,000 ~ 10,000 -0.320-0.320 nonenone 3737 C3_DLY_CNSTC3_DLY_CNST Delay Time 파라미터2, 알고리즘 #3Delay Time Parameter 2, Algorithm # 3 #3# 3 -100.00~100.00-100.00-100.00 34.6034.60 nonenone 3838 CTRL3_DXTK_FilterCTRL3_DXTK_Filter XTK변화율 필터, 알고리즘#3XTK change rate filter, algorithm # 3 #3# 3 0.0001~10.0001 to 1 0.00800.0080 nonenone 3939 CTRL3_PHICTRL3_PHI PHI 이득값, 알고리즘#3PHI gain value, algorithm # 3 #3# 3 0.1~1000.00.1 to 1000.0 10.010.0 nonenone 4040 CTRL3_CMDFCTRL3_CMDF Roll Command 최종 필터, 알고리즘 #3Roll Command Final Filter, Algorithm # 3 #3# 3 0.0001~10.0001 to 1 0.0010.001 nonenone 4141 CTRL4_HDG_AVGTMCTRL4_HDG_AVGTM PFD HDG 평균시간, 알고리즘#4PFD HDG Average Time, Algorithm # 4 #4#4 0.0~100.00.0 to 100.0 3.03.0 secsec 4242 CTRL4_DEV_HDGCTRL4_DEV_HDG HDG 편차 이득값, 알고리즘#4HDG Deviation Gain Value, Algorithm # 4 #4#4 0.01~100.000.01 to 100.00 1.001.00 nonenone 4343 CTRL4_PSICTRL4_PSI PSI 이득값, 알고리즘#4PSI gain value, algorithm # 4 #4#4 0.01~100.000.01 to 100.00 1.001.00 nonenone 4444 CTRL4_PHICTRL4_PHI PHI 이득값, 알고리즘#4PHI gain value, algorithm # 4 #4#4 0.01~100.000.01 to 100.00 4.004.00 nonenone 4545 CTRL4_CMDFCTRL4_CMDF Roll Command 최종 필터, 알고리즘 #4Roll Command Final Filter, Algorithm # 4 #4#4 0.0001~10.0001 to 1 1One nonenone 4646 ANG_STA_HYS_HANG_STA_HYS_H 방위편차 유효성 판단기준각도 H, 알고리즘#5Direction deviation validity criterion angle H, algorithm # 5 #5# 5 0.1~1000.00.1 to 1000.0 3.03.0 degdeg 4747 ANG_STA_HYS_LANG_STA_HYS_L 방위편차 유효성 판단기준각도 L, 알고리즘#5Direction deviation validity criterion angle L, algorithm # 5 #5# 5 0.1~1000.00.1 to 1000.0 1.01.0 degdeg 4848 AL5_VLDT_TMAL5_VLDT_TM 방위편차 유효성 판단기준 연속시간, 알고리즘#5Orientation deviation validity criterion Continuous time, Algorithm # 5 #5# 5 0~300.00 to 300.0 5.05.0 secsec 4949 AL5_VLDFNL _TM_AL5_VLDFNL _TM_ 알고리즘#5 유효성 최종 판단 시간Algorithm # 5 Validity Final decision time #5# 5 0~300.00 to 300.0 20.020.0 secsec 5050 ADD_ANGADD_ANG 알고리즘#5전환 추가각도 Algorithm # 5 transitional angle of addition #5# 5 0~360.00 to 360.0 2.02.0 degdeg 5151 dBRG_AVGTIME_AL5dBRG_AVGTIME_AL5 모드변경 기준각도 계산을방위편차변화율 평균시간, 알고리즘#5The mode change reference angle calculation is performed using the orientation deviation change rate average time, algorithm # 5 #5# 5 0~100.00 to 100.0 1.01.0 secsec 5252 DBRG_AL5_FilterDBRG_AL5_Filter 모드변경 기준각도 계산을위한 방위편차변화율 필터, 알고리즘#5Algorithm # 5 for directional variation rate filter for calculating mode change reference angle #5# 5 0.0001~10.0001 to 1 0.060.06 nonenone 5353 TIME_TURNDELAYTIME_TURNDELAY 모드변경 기준각도 계산을위한 delay 시간, 알고리즘#5Delay time for calculating the mode change reference angle, algorithm # 5 #5# 5 0~1000.00 to 1000.0 10.010.0 secsec 5454 INCT_ANGINCT_ANG Intercept 각도, 알고리즘#5Intercept angle, algorithm # 5 #5# 5 0 ~ 1800-180 4545 degdeg 5555 CTRL5_INCTCTRL5_INCT PSI 이득값, 알고리즘#5PSI gain value, algorithm # 5 #5# 5 0.01~100.000.01 to 100.00 1One nonenone 5656 CTRL5_PHICTRL5_PHI PHI 이득값, 알고리즘#5PHI gain value, algorithm # 5 #5# 5 0.01~100.000.01 to 100.00 1One nonenone 5757 CTRL5_CMDFCTRL5_CMDF Roll Command 최종 필터, 알고리즘 #5Roll Command Final Filter, Algorithm # 5 #5# 5 0.0001~10.0001 to 1 1One nonenone 5858 Cycle_TimeCycle_Time Roll Command 알고리즘 계산 주기Roll Command algorithm calculation cycle 공통common 0.04, 0.08, 0.16, 0.32, 0.640.04, 0.08, 0.16, 0.32, 0.64 0.040.04 secsec 5959 CTRL_SEL1CTRL_SEL1 알고리즘 #1 선택Select algorithm # 1 #1#One ON/OFFON / OFF ONON nonenone 6060 CTRL_SEL2CTRL_SEL2 알고리즘 #2 선택Select algorithm # 2 #2#2 ON/OFFON / OFF ONON nonenone 6161 CTRL_SEL3CTRL_SEL3 알고리즘 #3 선택Algorithm # 3 Selection #3# 3 ON/OFFON / OFF ONON nonenone 6262 CTRL_SEL4CTRL_SEL4 알고리즘 #4 선택Select algorithm # 4 #4#4 ON/OFFON / OFF ONON nonenone 6363 CTRL_SEL5CTRL_SEL5 알고리즘 #5 선택Choosing algorithm # 5 #5# 5 ON/OFFON / OFF ONON nonenone

알고리즘 #1은 타칸 방위/거리 정보, GPS 그라운드 트랙 정보, ADC 고도 정보 및 AHRS BANK 정보가 유효할 때 사용하는 알고리즘일 수 있다. 여기서, BANK 정보는 항공기가 기수축을 중심으로 좌우로 주는 각도를 의미할 수 있다. 알고리즘 #1의 기본 수식은 롤 제어명령값 U = -[U1+U2+U3]이다.Algorithm # 1 may be an algorithm used when the takan bearing / distance information, GPS ground track information, ADC altitude information, and AHRS BANK information are valid. Here, the BANK information may mean an angle that the aircraft gives right and left about the pivot axis. The basic equation of algorithm # 1 is the roll control command value U = - [U1 + U2 + U3].

알고리즘 #1에서 U1은 측면편차를 줄이도록 동작시키는 값으로 U1 = CTRL1_XTL x F_AVG_ANG_DEV x AVG_DIST로 산출된다.In Algorithm # 1, U1 is a value that causes the side deviation to decrease, and is calculated as U1 = CTRL1_XTL x F_AVG_ANG_DEV x AVG_DIST.

U2는 설정된 코스 방향으로 진행하고자 하는 값으로, U2 = CTRL1_PSI x PSI로 산출되며, U3는 항공기 Roll 변화를 안정적으로 유지하기 위한 값으로, U3 = (CTRL1_DCL x GSPD + CTRL1_CNST) x PHI로 산출된다. U3에 사용된 (CTRL1_DCL x GSPD + CTRL1_CNST)은 항공기 속도별로 달라질 수 있는 롤 흔들림을 적절하게 제어하기 위해 구현된 식이다.U2 is calculated as U2 = CTRL1_PSI x PSI, and U3 is a value for stably maintaining the aircraft roll change. U3 = (CTRL1_DCL x GSPD + CTRL1_CNST) x PHI. The (CTRL1_DCL x GSPD + CTRL1_CNST) used in U3 is an equation implemented to properly control the roll shake that varies with the aircraft speed.

알고리즘 #1의 롤 제어명령의 특성은 지상국 근접거리에서 안정적이며, 원거리(50NM) 롤(roll) 흔들림을 갖는 특성이 있다. The characteristics of the roll control command of algorithm # 1 are stable at near-ground distances and have the characteristic of having a long (50 NM) roll shake.

알고리즘 #2는 타칸 방위 정보, GPS 그라운드 트랙 정보 및 AHRS BANK 정보가 수신되는 환경, 즉 타칸 거리정보가 수신되지 않는 환경에서 사용된다. 알고리즘 #2의 기본 수식도 롤 제어명령값 U = -[U1+U2+U3]이다.The algorithm # 2 is used in an environment in which takan orientation information, GPS ground track information, and AHRS BANK information are received, that is, an environment in which the takan distance information is not received. The basic equation of algorithm # 2 is also the roll control command value U = - [U1 + U2 + U3].

알고리즘 #2에서 U1은 방위편차를 줄이도록 동작시키는 값으로 U1 = CTRL2_BRG x F_AVG_ANG_DEV로 산출된다.In the algorithm # 2, U1 is a value for operating to reduce the azimuth deviation, and is calculated as U1 = CTRL2_BRG x F_AVG_ANG_DEV.

U2는 설정된 코스 방향으로 진행하고자 하는 값으로, U2 = CTRL2_PSI x PSI로 산출되며, U3는 항공기 Roll 변화를 안정적으로 유지하기 위한 값으로, U3 = CTRL2_PHI x PHI로 산출된다. U2 is the value to go in the set course direction and is calculated as U2 = CTRL2_PSI x PSI, U3 is a value for stably maintaining the aircraft roll change and is calculated as U3 = CTRL2_PHI x PHI.

알고리즘 #2의 롤 제어명령의 특성은 지상국 근접거리에서 진동이 발생하며, 원거리(50NM) 롤(roll) 흔들림이 발생한다. The characteristic of the roll control command of algorithm # 2 is that vibration occurs at a near-ground distance of the ground station, and a roll of (50NM) roll occurs.

알고리즘 #3은 그라운드 트랙 정보가 유효하지 않을 때 백업용으로 사용되는 알고리즘으로, 타칸 방위/거리 정보, ADC 고도 정보 및 AHRS BANK 정보가 수신되는 환경에서 사용될 수 있다. 알고리즘 #3의 기본 수식도 롤 제어명령값 U = -[U1+U2+U3]이다.Algorithm # 3 is an algorithm used for backup when ground track information is not valid, and can be used in an environment in which takan orientation / distance information, ADC altitude information, and AHRS BANK information are received. The basic equation of algorithm # 3 is also the roll control command value U = - [U1 + U2 + U3].

알고리즘 #3에서 U1은 타칸 측면편차를 줄이도록 동작시키는 값으로 U1 = CTRL3_XTK x F_AVG_ANG_DEV x AVG_DIST로 산출된다.In Algorithm # 3, U1 is a value that operates to reduce the lateral deviation of the takan, and is calculated as U1 = CTRL3_XTK x F_AVG_ANG_DEV x AVG_DIST.

U2는 측면편차 증감 속도가 과도하게 높아지지 않도록 동작시키는 값으로, U2 = F_DXTK로 산출되며, U3는 항공기 Roll 변화를 안정적으로 유지하기 위한 값으로, U3 = CTRL3_PHI x PHI로 산출된다. U2 is a value that operates so that the side deviation increase / decrease speed does not become excessively high. U2 = F_DXTK, U3 is a value for stably maintaining the aircraft roll change, and U3 = CTRL3_PHI x PHI.

알고리즘 #3의 롤 제어명령의 특성은 지상국 근접거리에서 진동이 발생하며, 원거리(50NM) 롤(roll) 흔들림이 발생하는데, 흔들림 특성은 비교적 큰 편이다.The characteristic of the roll control command of algorithm # 3 is that the vibration occurs in the proximity distance of the ground station, and the roll (50NM) roll shaking occurs at a long distance, and the shaking characteristic is relatively large.

본 발명의 일 실시예에 따르면, 타칸 지상국(220)으로부터 일정 반경 내에 위치할 때, 즉 혼동의 영역(Cone of Confusion)에서 타칸 방위가 유효하지 않을 경우 알고리즘 #4가 사용될 수 있다. 알고리즘 #4는 AHRS 기수 정보 및 BANK 정보를 기반으로 롤 제어명령값을 산출할 수 있다.According to one embodiment of the present invention, Algorithm # 4 may be used when located within a certain radius from the Takan ground station 220, i.e., when the Takan orientation is not valid in the Cone of Confusion. Algorithm # 4 can calculate the roll control command value based on AHRS radix information and BANK information.

알고리즘 #4의 기본 수식은 롤 제어명령값 U = -(U1+U2)이다.The basic equation of algorithm # 4 is the roll control command value U = - (U1 + U2).

알고리즘 #4에서 U1은 현재 기수 방향으로 진행시키는 값으로 U1 = CTRL4_PSI x PSI로 산출될 수 있다. 또한, U2는 항공기 롤 변화를 안정적으로 유지하는 값으로 U2 = CTRL4_PHI x PHI 값으로 산출될 수 있다. In Algorithm # 4, U1 is a value that advances in the radial direction and can be calculated as U1 = CTRL4_PSI x PSI. In addition, U2 can be calculated as U2 = CTRL4_PHI x PHI value which stably maintains the change of the aircraft roll.

알고리즘 #4의 롤 제어명령값의 특성은 일정 시간동안 현재 항공기 기수를 유지하도록 비행하는 것이다. The characteristic of the roll control command value of Algorithm # 4 is to fly to maintain the current aircraft nadir for a certain time.

본 발명의 다른 실시예에 따르면, 캡쳐 모드 구역에서 추종 항로(210)로 인터셉트(intercept)시 알고리즘 #5를 사용한다. 알고리즘 #5는 헤딩 정보, AHRS 자세 정보, 롤 정보 및 코스 정보가 수신되는 환경에서 사용할 수 있다. 알고리즘 #5의 기본 수식은 롤 제어명령값 U = -(U1+U2)이다.According to another embodiment of the present invention, algorithm # 5 is used in intercepting the tracking path 210 in the capture mode zone. The algorithm # 5 can be used in an environment in which the heading information, the AHRS attitude information, the roll information, and the course information are received. The basic equation of algorithm # 5 is the roll control command value U = - (U1 + U2).

알고리즘 #5에서 U1은 현재 기수로 인터셉트 비행을 유도하는 값으로 U1 = CTRL5_INCT x INCT_CRS_DEV로 산출될 수 있다. 또한, U2는 항공기 롤 변화를 안정적으로 유지하는 값으로 U2 = CTRL5_PHI x PHI 값으로 산출될 수 있다.
In algorithm # 5, U1 is a value that induces the intercept flight to the current radix, and can be calculated as U1 = CTRL5_INCT x INCT_CRS_DEV. In addition, U2 can be calculated as U2 = CTRL5_PHI x PHI value which stably maintains the change of the aircraft roll.

비행 항로 유도에서의 전환 시점The point of transition from flight guidance

도 3은 캡쳐 모드 구역에서 트랙킹 모드 구역으로의 전환시 계산되는 전환 시점을 설명하기 위한 도면이다.FIG. 3 is a view for explaining a switching point calculated at the time of switching from the capture mode zone to the tracking mode zone.

도 3을 참조하면, 알고리즘 #5(캡처 모드)를 이용하여 항로 진입 중에 트랙킹 모드 구역에 도달하게 되면, 트랙킹 모드로 전환이 필요할 수 있다. 이때, 항공기 속도, 기수각 및 방위변화율 등 센서 정보를 이용하여 전환시점(330)을 계산할 수 있다.Referring to FIG. 3, switching to the tracking mode may be required if algorithm # 5 (capture mode) is used to reach the tracking mode zone during entry into the course. At this time, the conversion time point 330 can be calculated using the sensor information such as the aircraft speed, the radar angle, and the azimuth change rate.

항공기가 전환조건을 만족할 경우, 트랙킹 모드로 전환할 수 있다. 이때, 트랭킹 알고리즘으로 전환 후, 항공기는 항로(310)를 지나치지 않아야 하며, 항로 접근 시간이 길지 않도록 적절한 전환 시점(330)을 결정하기 위해 다음의 수학식이 필요할 수 있다.When the aircraft satisfies the conversion conditions, it can switch to the tracking mode. At this time, after switching to the trunking algorithm, the aircraft should not go past the route 310 and the following equation may be needed to determine the appropriate switch time 330 so that the route access time is not long.

[수학식 1][Equation 1]

Time_total = Time_1deg x │PSI (deg)│ + TIME_TURNDELAYTime_total = Time_1deg x │PSI (deg) │ + TIME_TURNDELAY

여기서, Time_total은 전환 시점 값을 나타내고, Time_1deg는 항공기 각도를 1도 변경하는데 소요되는 시간을 나타내며, PSI는 항로각과 기수차를 나타내고, TIME_TURNDELAY는 지연 시간값을 나타낼 수 있다. 각 파라미터의 의미는 표 1을 참조한다. Here, Time_total represents the switching time value, Time_1deg represents the time required to change the aircraft angle by 1 degree, PSI represents the route angle and the radix difference, and TIME_TURNDELAY represents the delay time value. See Table 1 for the meaning of each parameter.

여기서, TIME_TURNDELAY은 고정값을 사용하지 않고, 전환되는 특정 트랙킹 모드 알고리즘(예컨대, 알고리즘 #1 또는 알고리즘 #3)에 따라 적절한 값으로 가변될 수 있다. Here, TIME_TURNDELAY can be varied to an appropriate value according to the particular tracking mode algorithm (e.g., algorithm # 1 or algorithm # 3) being switched without using a fixed value.

예컨대, 알고리즘 #1이 유효할 경우, TIME_TURNDELAY은 다음의 수학식으로 지연시간 값(TIME_TURNDELAY)가 산출될 수 있다. For example, when the algorithm # 1 is valid, TIME_TURNDELAY can be calculated as the delay time value TIME_TURNDELAY by the following equation.

[수학식 2]&Quot; (2) "

TIME_TURNDELAY = C1_DELAY_INC * TCN DIST(미터 단위) * 0.000539957 + C1_DELAY_CNSTTIME_TURNDELAY = C1_DELAY_INC * TCN DIST (in meters) * 0.000539957 + C1_DELAY_CNST

만약, 알고리즘 #1이 유효하지 않고, 알고리즘 #3이 유효할 경우, 다음의 수학식으로 지연 시간값(TIME_TURNDELAY)이 산출될 수 있다.If the algorithm # 1 is not valid and the algorithm # 3 is valid, the delay time value TIME_TURNDELAY can be calculated by the following equation.

[수학식 3]&Quot; (3) "

TIME_TURNDELAY = C3_DELAY_INC * TCN DIST(미터 단위) * 0.000539957 + C3_DELAY_CNSTTIME_TURNDELAY = C3_DELAY_INC * TCN DIST (in meters) * 0.000539957 + C3_DELAY_CNST

또한, 위 두 조건이 모두 만족하지 않는 경우, CDU SETUP ENG WORD 화면에서 입력한 TM_TRN_DY(TIME_TURNDELAY) 값에 따라 설정될 수 있다. Also, if both of the above conditions are not satisfied, it can be set according to the value of TM_TRN_DY (TIME_TURNDELAY) entered in the CDU SETUP ENG WORD screen.

여기서, 0.000539957는 미터(meter)에서 NM 단위로의 변환을 위해 사용되는 값이고, 위의 C1_DELAY_INC, C1_DELAY_CNS, C3_DELAY_INC 및 C3_DELAY_CNST 값은 시뮬레이션을 통해 항공기 Banking에 따른 항공기 기수변화율을 추정하여 파라미터 값을 선정함으로써 설정되는 값이다. 표 1을 참조한다. Here, 0.000539957 is a value used for conversion from the meter to the NM unit, and C1_DELAY_INC, C1_DELAY_CNS, C3_DELAY_INC and C3_DELAY_CNST values above are used to estimate the rate of change of the aircraft airspeed according to the aircraft banking through simulation, This is the value to be set. See Table 1.

결과적으로, Roll Max는 각 알고리즘의 특성에 따라 최대 BANK를 유지하는 비율이 달라질 수 있으므로 알고리즘 별 가중치가 다르게 적용되어 전환시점이 산출될 수 있다.
As a result, since the ratio of maintaining the maximum BANK may be different according to the characteristics of each algorithm, Roll Max can be calculated differently according to the algorithm, and the conversion time can be calculated.

알고리즘 전환 방법Algorithm conversion method

도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 항로 유도시 알고리즘 전환 방법을 나타낸 흐름도이다.FIG. 4 is a flowchart illustrating an algorithm switching method according to an embodiment of the present invention.

도 4를 참조하면, 먼저, 항공기의 알고리즘 전환 장치(미도시)는 캡쳐 모드로 항로를 유지하고 있을 수 있다(S410). 점차 추종해야 할 비행 항로 측으로 접근하면서 트랙킹 모드로 전환하려고 할 때, 수신되는 데이터의 종류를 기반으로 트랙킹 모드 중 적용해야할 알고리즘의 유효성을 검토할 수 있다(S412). 본 발명의 일 실시예에서는 알고리즘 #1과 알고리즘 #3의 유효성을 순차적으로 검토하는 것을 고려할 수 있다. 다만, 다른 알고리즘의 고려도 본 발명의 범위에 포함되는 것은 자명할 것이다. Referring to FIG. 4, an algorithm switching device (not shown) of an aircraft may maintain a route in a capture mode (S410). When it is desired to gradually switch to the tracking mode while approaching the flight route side to be followed, the effectiveness of the algorithm to be applied during the tracking mode can be examined based on the type of the received data (S412). In one embodiment of the present invention, it may be considered to sequentially examine the validity of the algorithm # 1 and the algorithm # 3. However, consideration of other algorithms will also be included in the scope of the present invention.

알고리즘의 유효성을 검토할 때, 먼저 트랙킹 모드의 알고리즘 #1이 유효한지 검토할 수 있다(S414). 즉, 타칸 방위/거리 정보, GPS 그라운드 트랙 정보, ADC 고도 정보 및 AHRS BANK 정보가 유효한지 판단한다. 판단 결과, 알고리즘 #1의 적용이 유효하다면, 전술한 바와 같이, C1_DELAY_INC, C1_DELAY_CNST 및 TCN DIST를 이용하여 수학식 2를 통해 지연시간 값(TIME_TURNDELAY)를 산출하고 이를 기반으로, 수학식 1을 이용하여 전환 시점 값(Time_total)을 산출할 수 있다(S416). When examining the validity of the algorithm, it can be checked whether the algorithm # 1 of the tracking mode is valid (S414). That is, it determines whether the takan orientation / distance information, the GPS ground track information, the ADC altitude information, and the AHRS BANK information are valid. As a result of the determination, if the application of the algorithm # 1 is valid, the delay time value TIME_TURNDELAY is calculated using Equation (2) using C1_DELAY_INC, C1_DELAY_CNST, and TCN_DIST as described above, The conversion time value (Time_total) can be calculated (S416).

그리고는, 산출된 전환 시점에 맞춰 알고리즘을 캡쳐 모드에서 트랙킹 모드의 알고리즘 #1로 변경할 수 있다(S418).Then, the algorithm may be changed from the capture mode to the algorithm # 1 of the tracking mode in accordance with the calculated conversion time (S418).

만약, 단계(S414)에서 알고리즘 #1의 적용이 유효하지 않을 경우, 알고리즘 #3의 적용이 유효한지 판단한다(S420). 즉, 그라운드 트랙 정보가 유효하지 않고, 타칸 방위/거리 정보, ADC 고도 정보 및 AHRS BANK 정보가 수신되는 환경일 경우일 수 있다. 알고리즘 #3이 유효한 경우, C3_DELAY_INC, C3_DELAY_CNST 및 TCN DIST를 이용하여 수학식 3을 통해 지연시간 값(TIME_TURNDELAY)를 산출하고 이를 기반으로, 수학식 1을 이용하여 전환 시점 값(Time_total)을 산출할 수 있다(S422). If the application of the algorithm # 1 is not valid in step S414, it is determined whether the application of the algorithm # 3 is valid (S420). That is, this may be the case where the ground track information is not valid, the takan bearing / distance information, the ADC altitude information, and the AHRS BANK information are received. When the algorithm # 3 is valid, the delay time value (TIME_TURNDELAY) is calculated using Equation (3) using C3_DELAY_INC, C3_DELAY_CNST and TCN DIST, and based on the calculated delay time value, the conversion time value (Time_total) (S422).

그리고는, 산출된 전환 시점에 맞춰 알고리즘을 캡쳐 모드에서 트랙킹 모드의 알고리즘 #3으로 변경할 수 있다(S418).Then, the algorithm can be changed from the capture mode to the algorithm # 3 of the tracking mode in accordance with the calculated conversion time (S418).

만약, 단계(S420)에서 알고리즘 #3의 적용도 유효하지 않다면, 장치는 CDU 설정 화면에서 입력한 지연시간 값을 기반으로 수학식 1을 통해 전환시점 값(Time_total)을 산출한 후(S424), 전환 시점에 알고리즘을 캡쳐 모드에서 트랙킹 모드의 알고리즘으로 변경할 수 있다(S418).
If the application of the algorithm # 3 is not valid in step S420, the apparatus calculates the switching time value (Time_total) through Equation (1) based on the delay time value input in the CDU setting screen (S424) At the time of conversion, the algorithm can be changed from the capture mode to the tracking mode algorithm (S418).

알고리즘 전환 장치Algorithm switching device

도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 항로 유도시 알고리즘 전환 장치를 나타낸 블록도이다. 도 5에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 항로 유도 장치는 데이터 수신부(510), 알고리즘 적용부(520), 신호 출력부(530) 및 알고리즘 저장부(540)를 포함할 수 있다. 알고리즘 저장부(540)는 메모리로써, 그 외의 구성요소는 해당 기능을 수행하는 명령어를 포함하는 하드웨어 프로세서로써 구현될 수 있다.FIG. 5 is a block diagram illustrating an algorithm switching device for flight route guidance according to an embodiment of the present invention. Referring to FIG. 5, the flight route guiding apparatus according to an embodiment of the present invention includes a data receiving unit 510, an algorithm applying unit 520, a signal output unit 530, and an algorithm storing unit 540 . The algorithm storage unit 540 may be implemented as a memory, and other components may be implemented as hardware processors including instructions for performing the corresponding functions.

도 5를 참조하면, 데이터 수신부(510)는 항공기 그라운드 트랙 데이터 및 타칸 정보를 수신할 수 있다. 데이터 수신부(510)는 무선 네트워크를 통해 위성으로부터 수신되는 항공기 그라운드 트랙 데이터 및 타칸 지상국(station)으로부터 수신되는 타칸(TACAN) 정보를 주기적으로 수신할 수 있다. 경우에 따라, 무선 네트워크를 통한 타칸 정보 수신부(미도시)와 위성 신호를 수신하는 GPS 수신부(미도시)는 각각 별개로 구성될 수 있다. 데이터 수신부(510)는 안테나를 포함할 수 있다. 타칸 정보 및 항공기 위치 데이터는 각각 타칸 정보 분석부(미도시) 및 GPS/INS 분석부(미도시)에서 분석되어, 타칸 거리(TACAN Distance) 및 타칸 방위각 정보(TACAN Bearing)과 항공기 위치 데이터로 출력될 수 있다.Referring to FIG. 5, the data receiving unit 510 may receive the aircraft ground track data and the takan information. The data receiving unit 510 may periodically receive ground track data of an aircraft received from a satellite via a wireless network and TACAN information received from a terrestrial station. In some cases, a token information receiving unit (not shown) via the wireless network and a GPS receiving unit (not shown) receiving the satellite signal may be configured separately. The data receiving unit 510 may include an antenna. The Takan information and the aircraft position data are analyzed by the Takan Information Analysis Unit (not shown) and the GPS / INS Analysis Unit (not shown), respectively, and output to the TACAN Distance, TACAN Bearing Information, .

알고리즘 적용부(520)는 데이터 수신부(510)를 통해 수신되는 상기 타칸 정보(타칸 거리 정보 및 타칸 방위각 정보를 포함함) 및 항공기 위치 데이터를 이용하여 항공기의 롤 각도를 제어할 수 있는 롤 제어명령값을 산출하기 위해 알고리즘을 적용할 수 있다. The algorithm application unit 520 may receive a roll control command that can control the roll angle of the aircraft using the takan information (including the takan distance information and the takan azimuth information) and the aircraft position data received through the data receiving unit 510 The algorithm can be applied to calculate the value.

알고리즘 적용부(520)는 데이터 유효성 판단부(522), 전환시점 산출부(524) 및 알고리즘 전환부(526)를 포함할 수 있다. The algorithm application unit 520 may include a data validity determination unit 522, a conversion time calculation unit 524, and an algorithm conversion unit 526.

데이터 유효성 판단부(522)는 일정 주기로 수신되는 타칸 정보 및 항공기 위치 정보에 대한 유효성을 판단할 수 있다. 설정한 기준 시간보다 긴 시간 동안 데이터가 수신되지 않는 경우, 해당 정보는 유효하지 않다고 판단할 수 있다. 또는, 타칸 정보에 포함된 거리 및 방위각 정보와 항공기 위치 정보에 포함된 현재 항공기의 위치의 평균값 및 미분값을 이용하여 시간 대비 변화량이 기준 범위를 초과하는 경우, 해당 데이터는 유효하지 않다고 판단할 수 있다. 데이터 유효성 판단부(522)는 캡쳐 모드로 비행 중에, 먼저, 트랙킹 모드의 알고리즘 #1의 데이터 유효성 판단 및 알고리즘 #3의 데이터 유효성 판단을 순차적으로 수행할 수 있다. 판단 결과에 대한 정보는 전환시점 산출부(524)로 제공될 수 있다.The data validity determining unit 522 can determine the validity of the takan information and the aircraft position information received at regular intervals. If data is not received for a time longer than the set reference time, it can be determined that the information is not valid. Alternatively, when the amount of change with respect to time exceeds the reference range using the distance and azimuth information included in the takan information and the average value and differential value of the current position of the aircraft included in the aircraft position information, have. The data validity determination unit 522 can sequentially perform the data validity determination of the algorithm # 1 of the tracking mode and the data validity determination of the algorithm # 3 during the flight in the capture mode. Information on the determination result may be provided to the conversion time calculation unit 524. [

전환시점 산출부(524)는 캡쳐 모드로 비행하고 있는 중에 트랙킹 모드로 전환하는 시점을 산출할 수 있다. 전환시점 산출부(524)는 먼저, 트랙킹 모드의 알고리즘 #1이 유효한지 판단한 데이터 유효성 판단부(522)의 결과를 기반으로 만약 알고리즘 #1의 데이터가 유효하다면, C1_DELAY_INC, C1_DELAY_CNST 및 타칸 거리 정보(TCN DIST)를 가지고, 지연시간 값을 산출하고, 이를 기반으로 수학식 1을 사용하여 전환시점 값을 산출할 수 있다. The switching point calculating unit 524 can calculate the point in time when the portable terminal is switched to the tracking mode while flying in the capture mode. The switching time calculating unit 524 firstly calculates C1_DELAY_INC, C1_DELAY_CNST, and Takan distance information (if the data of the algorithm # 1 is valid) based on the result of the data validity determining unit 522 which determines that the tracking mode algorithm # TCN DIST), the delay time value is calculated, and based on this, the conversion time point value can be calculated using Equation (1).

전환시점 산출부(524)는 트랙킹 모드의 알고리즘 #1이 유효하지 않는 경우, 데이터 유효성 판단부(522)로부터 알고리즘 #3의 유효성에 대한 판단 결과를 수신하여 알고리즘 #3의 데이터가 유효하다면, C3_DELAY_INC, C3_DELAY_CNST 및 타칸 거리 정보(TCN DIST)를 가지고 지연시간 값을 산출하고, 이를 기반으로 수학식 1을 사용하여 전환시점 값을 산출할 수 있다. When the tracking mode algorithm # 1 is invalid, the conversion time calculation unit 524 receives the determination result of the validity of the algorithm # 3 from the data validity determination unit 522. If the data of the algorithm # 3 is valid, the conversion time calculation unit 524 calculates C3_DELAY_INC , C3_DELAY_CNST, and TCAN DIST (TCN DIST), and the conversion time point value can be calculated using Equation (1) based on the delay time value.

만약, 알고리즘 #1 및 #3이 모두 유효하지 않다고 판단된 경우, CDU의 설정 화면에서 입력된 지연시간 값을 기반으로 전환시점이 산출될 수 있다.If it is determined that all of the algorithms # 1 and # 3 are invalid, the switching time can be calculated based on the delay time value input from the setting screen of the CDU.

알고리즘 전환부(526)는 데이터 유효성 판단부(522)와 전환시점 산출부(524)에서 판단한 정보를 기반으로 계산된 전환시점에 현재 사용 중인 알고리즘으로부터 전환될 알고리즘을 선택하여 적용한다. 즉, 알고리즘 저장부(540)에 저장된 복수 개의 알고리즘(알고리즘 #1 내지 5) 중 하나를 선택 적용하여 제어명령값을 계산할 수 있다. 특히, 캡쳐 모드 구역에서 트랙킹 모드 구역으로 전환하고자 할 때, 알고리즘 전환부(526)는 전환시점 산출부(524)에서 계산된 전환시점에 유효한 알고리즘(예컨대, 알고리즘 #1 또는 알고리즘 #3(그 외 다른 알고리즘도 가능함))으로 전환할 수 있다. The algorithm switching unit 526 selects and applies an algorithm to be switched from the currently used algorithm at the switching time calculated based on the information determined by the data validity determining unit 522 and the switching time calculating unit 524. That is, one of the plurality of algorithms (algorithms # 1 to 5) stored in the algorithm storage unit 540 can be selectively applied to calculate the control command value. In particular, when it is desired to switch from the capture mode zone to the tracking mode zone, the algorithm switching unit 526 switches the algorithms (e.g., algorithm # 1 or algorithm # 3 Other algorithms are possible).

신호 출력부(530)는 알고리즘 적용부(520)에서 전환된 알고리즘을 적용하여 산출된 롤 제어명령값을 AFCS의 외부루프 입력단에 전달할 수 있다. The signal output unit 530 may transmit the roll control command value calculated by applying the algorithm switched by the algorithm applying unit 520 to the outer loop input terminal of the AFCS.

도 6은 동일시점 알고리즘 전환했을 때와 알고리즘 특성에 따라 계산된 알고리즘 전환 시점을 적용했는 때를 비교한 도면이다. FIG. 6 is a diagram comparing a time when the algorithm is switched at the same time and a time at which the algorithm switching time calculated according to the algorithm characteristic is applied.

도 6의 (a)를 참조하면, 캡쳐 모드 알고리즘에서, 트랙킹 모드의 알고리즘 #1로 전환되는지 또는 알고리즘 #3으로 전환되는지를 고려하지 않고 모두 동일한 시점에 전환하였을 때 알고리즘 #1의 경우는 2회 Banking 현상이 발생할 수 있고, 알고리즘 #3으로의 전환의 경우에는 overshoot가 발생할 수 있다. Referring to FIG. 6A, in the capture mode algorithm, when switching to the same point in time without considering whether the tracking mode is switched to the algorithm # 1 or the algorithm # 3, in the case of the algorithm # 1, Banking may occur and overshoot may occur in the case of switching to algorithm # 3.

하지만, 도 6의 (b)를 참조하면, 알고리즘의 특성에 따라 계산된 알고리즘 전환 시점을 적용하였을 때, 알고리즘 #3은 알고리즘 #1로의 전환보다 이른 시점에 전환이 이루어져 overshoot 없이 유도된 항로를 추종할 수 있고, 알고리즘 #1로의 전환은 알고리즘 #3으로의 전환시점보다 늦은 시점에 이루어지게 되어, 역시 2회 Banking 현상 없이 부드럽게 항로를 추종할 수 있다.
However, referring to FIG. 6 (b), when the algorithm switching point calculated according to the characteristics of the algorithm is applied, the algorithm # 3 is switched to the algorithm # 1 earlier than the switching to the algorithm # 1, And switching to Algorithm # 1 is performed later than the switching time to Algorithm # 3, so that it is possible to smoothly follow the route without banking phenomenon twice.

이상 도면 및 실시예를 참조하여 설명하였지만, 본 발명의 보호범위가 상기 도면 또는 실시예에 의해 한정되는 것을 의미하지는 않으며 해당 기술 분야의 숙련된 당업자는 하기의 특허 청구의 범위에 기재된 본 발명의 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다.
It will be apparent to those skilled in the art that various modifications and variations can be made in the present invention without departing from the spirit or scope of the inventions as defined by the following claims It will be understood that various modifications and changes may be made thereto without departing from the spirit and scope of the invention.

Claims (7)

항공기의 비행 항로 유도시 알고리즘 전환 방법에 있어서,
복수 개의 알고리즘을 유지하는 단계; 및
항공기에서 수신되는 데이터에 따라 상기 복수 개의 알고리즘 중 하나를 선택 적용하는 단계를 포함하되,
상기 복수 개의 알고리즘 중 하나를 선택 적용하는 단계는 현재 사용하고 있는 알고리즘에서 다른 알고리즘으로 전환하는 단계를 포함하고,
알고리즘의 전환 시점(Time_total)은 항공기의 각도를 1도 변경하는데 소요되는 시간값(Time_1deg), 항로각과 기수차를 나타내는 PSI 값 및 각 알고리즘에 따른 지연 시간값(TIME_TURNDELAY)을 통해 산출되며,
상기 지연 시간값(TIME_TURNDELAY)은 각 알고리즘에 따라 가변적으로 설정되는 것을 특징으로 하는 항공기의 비행 항로 유도시 알고리즘 전환 방법.In an algorithm switching method for flight guidance of an aircraft,
Maintaining a plurality of algorithms; And
Selecting and applying one of the plurality of algorithms according to data received at an aircraft,
Wherein the step of selectively applying one of the plurality of algorithms comprises switching from a currently used algorithm to another algorithm,
The time_total of the algorithm is calculated from the time value (Time_1deg) required to change the angle of the aircraft by one degree, the PSI value representing the route angle and the radix difference, and the delay time value (TIME_TURNDELAY) according to each algorithm,
Wherein the delay time value (TIME_TURNDELAY) is variably set according to each algorithm. 제 1 항에 있어서,
전환 시점 값(Time_total)은
Time_total = Time_1deg x │PSI(deg)│ + TIME_TURNDELAY
를 통해 산출되는 것을 특징으로 하는 항공기의 비행 항로 유도시 알고리즘 전환 방법.The method according to claim 1,
The conversion time value (Time_total)
Time_total = Time_1deg x │PSI (deg) │ + TIME_TURNDELAY
Wherein the algorithm is calculated through the following steps. 제 1 항에 있어서,
상기 복수 개의 알고리즘은 추종 항로로부터 일정 간격 이상으로 먼 거리에서 상기 추종 항로를 향해 인터셉트(intercept)시 사용되는 캡쳐(capture) 모드 및 추종 항로와 일정 간격 이하의 거리에서 타칸 신호를 트랙킹할 때 사용되는 트랙킹 모드 알고리즘을 포함하되,
상기 전환 시점은 상기 캡쳐 모드에서 상기 트랙킹 모드로 전환하는 시점을 나타내는 것을 특징으로 하는 항공기의 비행 항로 유도시 알고리즘 전환 방법.The method according to claim 1,
The plurality of algorithms may be used in a capture mode used when intercepting the tracking route from a distance greater than a predetermined distance from the tracking route, and a tracking mode used when tracking the tagane signal at a distance less than a predetermined distance from the tracking route Tracking mode algorithm,
Wherein the switching point indicates a point of time when switching from the capture mode to the tracking mode. 제 3 항에 있어서,
상기 지연 시간값(TIME_TURNDELAY)은,
(1) 상기 트랙킹 모드 중 타칸 정보와 항공기 위치 데이터를 모두 이용하여 제어명령값을 계산하는 제 1 알고리즘이 유효한 경우, 제 1 알고리즘의 제 1 지연 시간 파라미터(C1_DELAY_INC), 제 1 알고리즘의 제 2 지연 시간 파라미터(C1_DELAY_CNST) 및 타칸 거리 정보(TCN DIST)를 기반으로 산출되고,
(2) 상기 트랙킹 모드 중 순수 타칸 정보만 사용하여 제어명령값을 계산하는 제 3 알고리즘이 유효한 경우, 제 3 알고리즘의 제 1 지연 시간 파라미터(C3_DELAY_INC), 제 3 알고리즘의 제 2 지연 시간 파라미터(C3_DELAY_CNST) 및 타칸 거리 정보(TCN DIST)를 기반으로 산출되며,
(3) 상기 제 1 및 제 3 알고리즘이 모두 유효하지 않는 경우, CDU(Control Display Unit) 설정 화면에서 입력한 지연 시간값(TM_DRN_DY)에 따라 설정되는 것을 특징으로 하는 항공기의 비행 항로 유도시 알고리즘 전환 방법.The method of claim 3,
The delay time value (TIME_TURNDELAY)
(1) If the first algorithm for calculating the control command value using both the takan information and the aircraft position data in the tracking mode is valid, the first delay time parameter (C1_DELAY_INC) of the first algorithm, the second delay Is calculated based on the time parameter (C1_DELAY_CNST) and the Takan Street information (TCN DIST)
(2) If the third algorithm for calculating the control command value by using only the pure key information in the tracking mode is valid, the first delay time parameter (C3_DELAY_INC) of the third algorithm, the second delay time parameter (C3_DELAY_CNST ) And Takan Street Information (TCN DIST)
(3) If the first and third algorithms are invalid, the algorithm is set according to the delay time value (TM_DRN_DY) input on the CDU (Control Display Unit) setting screen. Way. 제 4 항에 있어서,
상기 지연 시간값(TIME_TURNDELAY)은
제 1 수학식 (TIME_TURNDELAY = C1_DELAY_INC * TCN DIST(미터 단위) * 0.000539957 + C1_DELAY_CNST); 및
제 2 수학식 (TIME_TURNDELAY = C3_DELAY_INC * TCN DIST(미터 단위) * 0.000539957 + C3_DELAY_CNST)
중 적어도 하나에 의해 산출되는 것을 특징으로 하는 항공기의 비행 항로 유도시 알고리즘 전환 방법.5. The method of claim 4,
The delay time value (TIME_TURNDELAY)
The first equation (TIME_TURNDELAY = C1_DELAY_INC * TCN DIST (in meters) * 0.000539957 + C1_DELAY_CNST); And
The second equation (TIME_TURNDELAY = C3_DELAY_INC * TCN DIST (in meters) * 0.000539957 + C3_DELAY_CNST)
Wherein the algorithm is calculated by at least one of the following methods. 제 4 항 또는 제 5 항에 있어서,
상기 제 1 알고리즘의 제 1 지연 시간 파라미터(C1_DELAY_INC), 상기 제 1 알고리즘의 제 2 지연 시간 파라미터(C1_DELAY_CNST), 상기 제 3 알고리즘 지연 시간 파라미터 1(C3_DELAY_INC) 및 상기 제 3알고리즘 지연 시간 파라미터 2(C3_DELAY_CNST)의 값은 시뮬레이션을 통해 항공기 뱅킹(Banking)에 따른 항공기 기수변화율을 추정하여 미리 설정되는 것을 특징으로 하는 항공기의 비행 항로 유도시 알고리즘 전환 방법.The method according to claim 4 or 5,
The first algorithm's first delay time parameter C1_DELAY_INC, the first algorithm's second delay time parameter C1_DELAY_CNST, the third algorithm delay time parameter 1 (C3_DELAY_INC) and the third algorithm delay time parameter 2 (C3_DELAY_CNST ) Is set in advance by estimating the rate of change of the aircraft nadir from the aircraft banking through simulation. 항공기의 비행 항로 유도시 알고리즘 전환 장치에 있어서,
복수 개의 알고리즘을 유지하는 알고리즘 저장부; 및
항공기에서 수신되는 데이터에 따라 상기 복수 개의 알고리즘 중 하나를 선택 적용하는 알고리즘 적용부를 포함하되,
상기 알고리즘 적용부는 현재 사용하고 있는 알고리즘에서 다른 알고리즘으로 전환하고,
알고리즘의 전환 시점(Time_total)은 항공기의 각도를 1도 변경하는데 소요되는 시간값(Time_1deg), 선택된 비행 경로(CRS: course)와 현재의 그라운드 트랙(GTR) 간의 각도차를 나타내는 PSI 값 및 각 알고리즘에 따른 지연 시간값(TIME_TURNDELAY)을 통해 산출되며,
상기 지연 시간값(TIME_TURNDELAY)은 각 알고리즘에 따라 가변적으로 설정되는 것을 특징으로 하는 항공기의 비행 항로 유도시 알고리즘 전환 장치.
In an algorithm switching device for flight guidance of an aircraft,
An algorithm storage unit for storing a plurality of algorithms; And
And an algorithm application unit for selectively applying one of the plurality of algorithms according to data received from an aircraft,
Wherein the algorithm application unit switches to another algorithm in the currently used algorithm,
The Time_total of the algorithm indicates the time value (Time_1deg) required to change the angle of the aircraft by 1 degree, the PSI value indicating the angular difference between the selected flight path (CRS: course) and the current ground track (GTR) (TIME_TURNDELAY) according to the following equation,
Wherein the delay time value (TIME_TURNDELAY) is variably set according to each algorithm.
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