KR20140141019A - Method for confirming safe separation of weapon on aircraft - Google Patents
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Abstract
Description
본 발명은 항공기의 무장 안전 분리 확인 방법에 관한 것으로, 구체적으로는 안전 분리 영역이 기 확보된 항공기에서 부분적으로 형상이 개조된 항공기에 대한 확률적 기법을 통한 무장 안전 분리 확인 방법에 관한 것이다.[0001] The present invention relates to a method for confirming the safety separation of an aircraft, and more particularly, to a method for confirming the safety separation of an aircraft through a stochastic technique for an aircraft whose shape has been partially modified in an aircraft having a safety separation area.
FA-50 항공기와 같은 군용항공기에서 무장의 안전 분리는 매우 중요한 요소이다. 정찰기와 수송기를 제외한 대부분의 공격기 및 전투기는 폭탄이나 미사일 등의 무장을 항공기에서 분리하여 공격 수단으로 사용한다. 이러한 외장의 분리는 항공기 주변의 흐름의 영향으로 불규칙한 특성을 나타내므로 실제 비행시험 단계나 운용 단계 이전에 많은 풍동 시험과 시뮬레이션 해석을 수행하고 있다.Safe separation of armed forces in military aircraft such as FA-50 aircraft is a very important factor. Most attackers and fighters, except reconnaissance aircraft and transport aircraft, use weapons such as bombs and missiles as an attack vehicle. Since the separation of the enclosure is irregular due to the influence of the flow around the aircraft, many wind tunnel tests and simulation analyzes are carried out before the actual flight test phase or operation phase.
종래에는 T-50/TA-50 개발 단계에서 안전분리 해석에 사용하는 시뮬레이션 방법이 개발되었다. 예를 들어 AnySep와 같은 시뮬레이션 방법은 항공기의 안전분리 해석을 위해서 사용되었고, 이는 비행시험 이전 및 이후 해석에 활용할 수 있다. Conventionally, a simulation method for safety isolation analysis was developed at the development stage of T-50 / TA-50. For example, a simulation method such as AnySep has been used for safety separation analysis of an aircraft, which can be used before and after the flight test.
또한, FA-50 개발 단계에서는 AnySep를 업그레이드한 AnysSep2 및 AnySep3를 활용하여 무장의 안전 분리를 해석할 수 있다. 특히, AnySep3는 항공기 형상에 독립적인 시뮬레이션 소프트웨어이다. AnySep3의 경우 확률 변수를 활용하여 시뮬레이션하고, 그 결과에서 통계적인 결론을 도출할 수 있는 몬테카를로 시뮬레이션 기능이 추가되었다.In FA-50 development phase, we can analyze the safety isolation of armed forces using AnysSep2 and AnySep3 which upgraded AnySep. In particular, AnySep3 is simulation software independent of aircraft geometry. In the case of AnySep3, a Monte Carlo simulation function has been added to simulate using random variables and to derive statistical conclusions from the results.
종래의 FA-50 사업 단계에서는 TA-50에서 확보한 외장에 대한 풍동시험을 계획하지 않았고, 그로 인해 정량적인 해석을 수행할 데이터가 존재하지 않았다.In the conventional phase of the FA-50 project, no wind tunnel test was planned for the exterior of the TA-50, and therefore there was no data to perform quantitative analysis.
따라서, FA-50에 대해서는 정량적인 해석을 위한 풍동시험 데이터가 존재하지 않았으므로, 그 대안으로 활용할 새로운 방식의 항공기의 무장 안전 분리 확인 방법에 대한 필요성이 요청되고 있다.Therefore, there is no wind tunnel test data for quantitative interpretation of FA-50, so there is a need for a new method of confirming the safe separation of armed aircraft to be used as an alternative.
상술한 필요성에 의해서 안출된 본 발명은 레이더 경고 수신 장치를 구비하지 않은 항공기에 대해서 획득된 복수의 입력 변수에 기초하여 확률적 시뮬레이션 기법을 이용하여 레이더 경고 수신 장치를 구비한 항공기의 무장 안정 분리 확인 방법을 제공하는 것을 목적으로 한다According to the present invention, which is devised in view of the above-described need, it is an object of the present invention to provide an armed stable separation and confirmation of an aircraft equipped with a radar warning receiver using a probabilistic simulation technique based on a plurality of input parameters obtained for an aircraft not having a radar warning receiver And to provide a method
상기 목적을 달성하기 위해서 본 발명의 일 실시 예에 따른 항공기의 무장 안전 분리 확인 방법은, 안전 분리 영역이 기 확보된 항공기에 대한 복수의 입력 변수를 획득하는 단계, 상기 획득된 복수의 입력 변수의 종류에 따라 확률 분포 함수를 선택하는 단계, 상기 선택된 확률 분포 함수에 의해서 입력값을 생성하는 단계, 상기 생성된 입력값에 기초하여 확률적 시뮬레이션 기법을 이용하여 무장 분리 시뮬레이션을 수행하는 단계, 및 상기 시뮬레이션의 결과를 디스플레이하는 단계를 포함한다.According to an aspect of the present invention, there is provided a method for confirming the safe separation of an aircraft according to an embodiment of the present invention includes the steps of: obtaining a plurality of input parameters for an aircraft having a safety separation area; Selecting a probability distribution function according to a type, generating an input value by the selected probability distribution function, performing arming separation simulation using a probabilistic simulation technique based on the generated input value, And displaying the result of the simulation.
이 경우에, 상기 복수의 입력 변수를 획득하는 단계에서, 상기 복수의 입력 변수는, 상기 항공기의 외장의 질량, 무게 중심, 관성 모멘트, 6개의 공력 계수 및 2개의 사출력 계수를 포함할 수 있다. In this case, in the step of acquiring the plurality of input variables, the plurality of input variables may include a mass of the exterior of the aircraft, a center of gravity, an inertial moment, six aerodynamic forces and two yarn output coefficients .
한편, 상기 확률 분포 함수를 선택하는 단계에서, 상기 확률 분포 함수는, 균일 확률 분포 함수 또는 정규 분포 함수일 수 있다.On the other hand, in the step of selecting the probability distribution function, the probability distribution function may be a uniform probability distribution function or a normal distribution function.
한편, 상기 입력값을 생성하는 단계는, 상기 기 결정된 변수 범위 내에서 속하는 난수를 무작위로 생성할 수 있다. Meanwhile, the step of generating the input value may randomly generate a random number belonging to the predetermined variable range.
한편, 상기 디스플레이하는 단계는, 상기 시뮬레이션이 복수 회 수행되는 경우에, 상기 시뮬레이션의 결과를 중첩하여 하나의 화면에 디스플레이할 수 있다. Meanwhile, in the displaying step, when the simulation is performed a plurality of times, the result of the simulation can be superimposed and displayed on one screen.
한편, 상기 확률적 시뮬레이션 기법은, 몬테카를로 시뮬레이션 기법일 수 있다. Meanwhile, the probabilistic simulation technique may be a Monte Carlo simulation technique.
본 발명의 다른 실시 예에 따르면, 레이더 경보 수신 장치를 구비한 항공기의 무장 안전 분리 확인 방법에 관한 코드를 기록하는 컴퓨터로 판독가능한 기록 매체는, 상기 레이더 경보 수신 장치를 장착하지 않은 항공기에 대한 복수의 입력 변수를 획득하는 단계, 상기 획득된 복수의 입력 변수의 종류에 따라 확률 분포 함수를 선택하는 단계, 상기 선택된 확률 분포 함수에 의해서 입력값을 생성하는 단계, 상기 생성된 입력값에 기초하여 확률적 시뮬레이션 기법을 이용하여 무장 분리 시뮬레이션을 수행하는 단계 및 상기 시뮬레이션의 결과를 디스플레이하는 단계;를 실행하는 코드를 포함한다.According to another embodiment of the present invention, there is provided a computer-readable recording medium for recording a code relating to a method for confirming the safe separation of an aircraft having a radar alarm receiving apparatus, Selecting a probability distribution function in accordance with the kind of the obtained plurality of input variables, generating an input value by the selected probability distribution function, calculating a probability based on the generated input value, Executing the armed separation simulation using an enemy simulation technique, and displaying the result of the simulation.
본 발명의 다양한 실시예에 따르면, 레이더 경고 수신 장치를 구비하지 않은 항공기에 대해서 획득된 복수의 입력 변수에 기초하여 확률적 시뮬레이션 기법을 이용하여 레이더 경고 수신 장치를 구비한 항공기의 무장 안정 분리 여부를 확인할 수 있다.According to various embodiments of the present invention, whether or not the armed stable separation of an aircraft equipped with a radar warning receiver is performed using a stochastic simulation technique based on a plurality of input variables obtained for an aircraft having no radar warning receiver Can be confirmed.
도 1은 본 발명의 일 실시 예에 따른 레이더 경보 수신 장치를 구비한 항공기의 무장 안전 분리 확인 방법을 설명하기 위한 흐름도,
도 2는 본 발명의 일 실시 예에 따른 확률적 시뮬레이션 기법을 설명하기 위한 흐름도,
도 3은 본 발명의 일 실시 예에 따른 항공기의 공력 데이터 베이스 구조를 설명하기 위한 도면,
도 4는 항공기에 장착된 무장의 전체 받음각을 설명하기 위한 도면,
도 5는 본 발명의 일 실시 예에 따른 외장 분리 비행 시험 절차의 개략적인 흐름을 설명하기 위한 도면,
도 6은 본 발명의 일 실시 예에 따른 외장 분리 풍동시험을 설명하기 위한 도면,
도 7은 본 발명의 일 실시 예에 따른 지상 분리 시험 중 무장의 물성값을 측정하는 예시적인 방법을 설명하기 위한 도면,
도 8은 본 발명의 일 실시 예에 따른 지상 분리 시험 중 무장의 초기 움직임을 측정하는 예시적인 방법을 설명하기 위한 도면,
도 9는 항공기의 무장 분리 영역의 시뮬레이션 결과를 나타내는 도면,
도 10은 항공기의 비행시험조건에 따른 6개 자유도 시뮬레이션 결과의 예시적인 이미지를 나타내는 도면,
도 11은 항공기의 안전 분리 비행 시험 계획 조건을 예시적으로 나타내는 도면,
도 12는 항공기의 외장 분리 비행시험의 안전성 확보 절차를 설명하기 위한 도면,
도 13은 항공기의 분리 시뮬레이션 데이터베이스를 보정하는 과정을 설명하기 위한 도면,
도 14는 도 9에 도시된 시뮬레이션 결과를 보정한 시뮬레이션 결과를 나타내는 도면,
도 15는 항공기의 무장 분리 비행시험 예측 이미지와 결과 이미지를 비교하는 도면,
도 16은 본 발명의 일 실시 예에 따른 확률 분포 함수 중 균일 확률 분포를 설명하는 예시적인 도면,
도 17은 본 발명의 일 실시 예에 따른 확률 분포 함수 중 표준 정규 분포를 설명하는 예시적인 도면,
도 18은 본 발명의 일 실시 예에 따른 몬테카를로 시뮬레이션 결과를 예시적으로 나타내는 도면,
도 19는 본 발명의 일 실시 예에 따른 무장이 장착된 항공기의 시뮬레이션 이미지를 나타내는 도면,
도 20은 본 발명의 일 실시 예에 따른 50% Flow Field 공력 계수 값에 대한 시뮬레이션 결과를 나타내는 도면,
도 21은 본 발명의 일 실시 예에 따른 100% Flow Field 공력 계수 갑에 대한 시뮬레이션 결과를 나타내는 도면, 그리고,
도 22는 본 발명의 일 실시 예에 따른 100% Flow Field 변화에 수행된 공력계수 6개에 대한 무장 분리 0.6초 이후 최단 거리가 30인치 이상인 결과를 나타내는 도면이다.FIG. 1 is a flow chart for explaining an armed safety separation confirmation method of an aircraft having a radar alarm receiving apparatus according to an embodiment of the present invention;
FIG. 2 is a flowchart illustrating a stochastic simulation technique according to an embodiment of the present invention. FIG.
3 is a view for explaining an aerodynamic database structure of an aircraft according to an embodiment of the present invention;
4 is a view for explaining the total angle of attack of a weapon mounted on an aircraft,
FIG. 5 is a view for explaining a schematic flow of an external separation flight test procedure according to an embodiment of the present invention;
6 is a view for explaining an externally separated wind tunnel test according to an embodiment of the present invention,
FIG. 7 is a view for explaining an exemplary method of measuring physical property values of a ground separation test according to an embodiment of the present invention; FIG.
FIG. 8 is a diagram illustrating an exemplary method for measuring the initial movement of a weapon during a ground separation test according to an embodiment of the present invention;
9 is a diagram showing a simulation result of an armed separation area of an aircraft,
10 shows an exemplary image of the results of six degrees of freedom simulation according to flight test conditions of an aircraft,
11 is a diagram exemplarily showing a safety separation flight test plan condition of an aircraft,
FIG. 12 is a view for explaining a procedure for securing the safety of the outer separation flight test of an aircraft,
13 is a diagram for explaining a process of correcting a separation simulation database of an aircraft,
FIG. 14 is a diagram showing a simulation result obtained by correcting the simulation result shown in FIG. 9,
15 is a diagram comparing a resultant image with a predicted image of an armed isolated flight test of an aircraft,
16 is an exemplary diagram illustrating a uniform probability distribution of probability distribution functions according to an embodiment of the present invention;
17 is an exemplary diagram illustrating a standard normal distribution of probability distribution functions according to an embodiment of the present invention;
18 is a diagram exemplarily showing a Monte Carlo simulation result according to an embodiment of the present invention,
19 is a view showing a simulation image of an aircraft equipped with a weapon according to an embodiment of the present invention;
FIG. 20 is a view showing a simulation result of a 50% Flow Field aerodynamic coefficient value according to an embodiment of the present invention,
FIG. 21 is a view showing a simulation result of a 100% Flow Field aerodynamic coefficient according to an embodiment of the present invention, and FIG.
FIG. 22 is a graph showing a result of a shortest distance of 30 inches or more after 0.6 seconds of armed separation for six aerodynamic coefficients performed in a 100% Flow Field change according to an embodiment of the present invention. FIG.
이하에서는 도면을 참조하여 본 발명을 보다 상세하게 설명한다.Hereinafter, the present invention will be described in detail with reference to the drawings.
도 1은 본 발명의 일 실시 예에 따른 레이더 경보 수신 장치를 구비한 항공기의 무장 안전 분리 확인 방법을 설명하기 위한 흐름도이다.FIG. 1 is a flowchart illustrating a method for confirming whether an aircraft is equipped with a radar alarm receiving apparatus according to an embodiment of the present invention.
도 1을 참고하면, 본 발명의 일 실시 예에 따른 항공기의 무장 안전 분리 확인 방법은, 안전 분리 영역이 기 확보된 항공기, 예컨대 레이더 경보 수신 장치를 장착하지 않은 항공기에 대해서 복수의 입력 변수를 획득한다(S110). 획득된 복수의 입력 변수의 종류에 따라 확률 분포 함수를 선택한다(S120). 선택된 확률 분포 함수에 의해서 입력값을 생성한다(S130). 생성된 입력값에 기초하여 확률적 시뮬레이션 기법을 이용하여 무장 분리 시뮬레이션을 수행한다(S140). 시뮬레이션의 결과를 디스플레이한다(S150).Referring to FIG. 1, a method for confirming the safe separation of an aircraft according to an embodiment of the present invention includes acquiring a plurality of input parameters for an aircraft having no secured separation area, for example, an aircraft not equipped with a radar alert receiver (S110). A probability distribution function is selected according to the obtained types of input variables (S120). An input value is generated by the selected probability distribution function (S130). The armed separation simulation is performed using the stochastic simulation technique based on the generated input values (S140). The result of the simulation is displayed (S150).
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 안전 분리 영역이 기 확보된 항공기에 대해서 얻어진 복수의 입력 변수는, 예컨대 외장의 질량, 관성 모멘트, 사출력 계수 및 6개 공력 계수등이 포함된다. 이러한 복수의 입력 변수는 확률적 시뮬레이션 기법에 입력되는 확률 변수로 활용될 수 있다. According to one embodiment of the present invention, a plurality of input parameters obtained for an aircraft having a safety separation area preliminarily include, for example, the mass of the enclosure, the moment of inertia, the four output coefficients, and six aerodynamic coefficients. These multiple input variables can be used as random variables to be input to the stochastic simulation technique.
확률 분포 함수에 의해서 다수의 횟수로 확률 변수가 생성되고, 이렇게 생성된 확률 변수는 안전 분리를 확인하기 위한 몬테카를로(monte-carlo) 시뮬레이션 기법에 적용한다.A random variable is generated by a probability distribution function a number of times, and the generated random variable is applied to a monte-carlo simulation technique for confirming safety separation.
이하에서 확률적 시뮬레이션 기법의 일 예인 몬테카를로 시뮬레이션 기법을 이용한 외장 분리 해석 알고리즘에 대해서 구체적으로 살펴본다.
Hereinafter, the exterior isolation analysis algorithm using the Monte Carlo simulation method, which is an example of the probabilistic simulation technique, will be described in detail.
외장 분리 해석 알고리즘Exterior Separation Analysis Algorithm
레이더 경보 수신 장치를 구비한 항공기인 FA-50의 개발에서 이용되는 외장 분리 해석 알고리즘은 기존 외장 분리 해석 알고리즘인 AnySep을 업데이트한 AnySep2 및 AnySep3가 이용될 수 있다. The exterior separation analysis algorithm used in the development of the FA-50, which is an aircraft equipped with a radar alarm receiving device, may be AnySep2 and AnySep3 that are updated with AnySep, which is an existing external separation analysis algorithm.
이러한 외장 분리 해석 알고리즘인 AnySep3에 추가된 기능은 확률 변수를 사용하여 외장의 질량 및 관성 모멘트의 변화, 사출력의 변화 및 6개 공력 계수의 변화를 구현하고, 많은 횟수가 확률적으로 반복되어 결정된 값으로 시뮬레이션함으로써, 안전 분리를 확인하는 몬테카를로(monte-carlo) 시뮬레이션 기능이 포함되어 있다. The function added to AnySep3, which is an external segregation analysis algorithm, is to use a random variable to implement changes in mass and moment of inertia, changes in four outputs, and changes in six aerodynamic coefficients, and a large number of determinations are repeated stochastically By simulating values, Monte Carlo simulations are included to confirm safety isolation.
또한, AnySep2는 내부적으로 기존 T-50이나 FA-50의 형상 및 Station 개수의 제한이 있었다. 하지만, AnySep3에서는 이러한 제한이 없고 일반적인 항공기에서도 사출력, 추진력, 형상 파일 및 Station별 외장 창작 형태 등을 입력 파일로 구성하고 수정하여 실행 가능할 수 있다.In addition, AnySep2 internally limited the number of stations and the shape of existing T-50 or FA-50. However, in AnySep3, there is no such limitation, and it is possible to configure and modify the input file, the output, the propulsion force, the shape file, and the external form of creation for each station.
비행시험 이전에는 FA-50 외장 분리 시뮬레이션 해석에 적용된 방법이 AnySep2를 이용하였으나, 비행 시험 단계에서는 외장에 장착된 6DOF TM 데이터를 이용하여 가시화하는 기능을 함께 보유한 AnySep3를 함께 이용할 수 있다. AnySep2 및 AnySep3는 동일한 운동방정식 및 적분 알고리즘을 사용하므로 시뮬레이션 결과가 동일해야 한다. 그러나 실제 AnySep2코드에 내장된 사출 피스톤 관련 정보 및 항공기 형상 정보가 AnySep3의 경우에는 외부 입력으로 전환되었기 때문에 시뮬레이션 결과가 완전히 일치하지는 않는다. Prior to the flight test, AnySep2 was used for the analysis of FA-50 external separation simulation, but AnySep3 can be used together with the function to visualize using 6DOF TM data installed in the exterior in the flight test phase. Since AnySep2 and AnySep3 use the same equation of motion and integration algorithm, the simulation results should be the same. However, simulation results are not completely consistent because injection piston information and aircraft shape information embedded in the actual AnySep2 code are converted to external inputs in the case of AnySep3.
이러한 차이는 물리적인 의미에서 차이가 미미하지만, 해석의 일관성을 유지하기 위해서, 해석 보고서 작성 시에는 AnySep2를 이용하고, 비행시험 단계에서는 AnySep3를 적용한다. 이러한 AnySep2와 AnySep3의 기능을 대비하여 살펴보면 다음의 표 1과 같다.These differences are small in terms of physical meaning, but in order to maintain consistency of interpretation, AnySep2 is used for the analysis report and AnySep3 for flight test. The functions of AnySep2 and AnySep3 are compared with each other as shown in Table 1 below.
상기 표 1을 참고하면, AnySep3은 AnySep 및 AnySep2에 비하여 동시에 22개 이상의 외장이 분리하는 것을 해석할 수 있다. 또한, AnySep3은 외장이 중첩되어 있는 것을 가시화할 수 있다. 또한, AnySep3는 몬테카를로 시뮬레이션 기능을 지원한다. 그리고, AnySep3는 S/W 내부에 모선의 정보를 보유해야 하는 구조의 S/W이므로 모선 기종이 변경되면 S/W 소스 코드를 수정할 수 있다.Referring to Table 1, AnySep3 can interpret that 22 or more enclosures are separated at the same time as AnySep and AnySep2. In addition, AnySep3 can visually show that the exterior is superimposed. In addition, AnySep3 supports the Monte Carlo simulation function. And AnySep3 is the S / W structure that needs to retain bus information in S / W, so S / W source code can be modified if the bus type is changed.
즉, AnySep3는 항공기의 기종과 관계없는 일반화된 외장 분리 해석 S/W의 최초 버전이다. 이러한 AnySep3의 프로그램 흐름은 도 2에 도시된 바와 같다.In other words, AnySep3 is the first version of the generalized external separation analysis software which is not related to aircraft type. The program flow of AnySep3 is as shown in Fig.
도 2에는 몬테카를로 시뮬레이션 기법에 대한 각 단계가 도시되어 있다. 도 2를 참고하면, 무장 분리 조건에 따라 입력 변수를 초기화한다. AnySep3의 상태변수는 다음의 표 2와 같이 예시적으로 나타낼 수 있다.FIG. 2 shows the steps for a Monte Carlo simulation technique. Referring to FIG. 2, the input variable is initialized according to the arming condition. The state variable of AnySep3 can be shown as an example as shown in Table 2 below.
초기화 이후에 상태 변수 운동 방정식을 수치 적분한다. 수치 적분하는 과정을 수행하는 시간이 기 정의된 시간을 초과할 경우에 그때까지의 결과를 출력하여 시각화한다. Numerical integration of the state variable motion equation after initialization. When the time for performing the numerical integration exceeds the predefined time, the result up to that time is output and visualized.
이때, 상태 변수 운동 방정식을 수치 적분하는 과정은 상태 공간 동적 모델(State Space Dynamic Model)로 모델링하는 과정을 더 수행한다. 이때 상태 공간 동적 모델은 힘 모델과 모멘트 모델로 모델링할 수 있다. 여기서, 힘 모델은 공기 역학 힘 모델(Aerodynamic Force Model), 분출력 모델(Ejection Force Model), 추진력 모델(Propulsion Force Model) 및 중력 모델(Gravity Force Model)로 구성될 수 있다. 그리고, 모멘트 모델은 공기 역학 모멘트 모델(Areodynamic Moment Model) 및 분출력 모멘트 모델(Ejection Moment Model)로 구성될 수 있다.At this time, the process of numerical integration of the state variable motion equation is further performed by modeling with a state space dynamic model. At this time, the state space dynamic model can be modeled by force model and moment model. Here, the force model can be composed of an aerodynamic force model, an ejection force model, a propulsion force model, and a gravity force model. The moment model may be composed of an aerodynamic moment model and an ejection moment model.
AnySep3는 T-50, TA-50 외장 및 FA-50에 적용되는 신규 외장들에 대한 외장 자체의 공력 계수들과 기 결정된 외장 형상의 항공기 영향에 의한 공력 계수들로 구성된 외장 분리 시뮬레이션 공력 데이터베이스가 적용될 수 있다.AnySep3 applies an external separation simulation aerodynamic database consisting of the aerodynamic coefficients of the enclosure itself to the new enclosures applied to the T-50, TA-50 enclosure and FA-50, .
즉, 외장 분리 시뮬레이션 공력 데이터베이스는 외장 분리 풍동시험에서 측정된 공력 계수를 기반으로 하여 작성될 수 있으며, 공력 데이터베이스의 구성은 도 3에 예시적으로 도시되어 있다. That is, the external isolation simulation aerodynamic database can be created based on the aerodynamic coefficient measured in the external separation wind tunnel test, and the configuration of the aerodynamic database is exemplarily shown in FIG.
이때, 공력 데이터베이스(CN,A,m,Y,I,n)은 외장 자체의 공력 계수(CFREEARI)와 항공기의 영향에 의한 공력 계수(△CFLOWFILED)로 구성될 수 있다. At this time, the aerodynamic database (C N, A, m, Y, I, n ) may be constituted by the aerodynamic coefficient C FREEARI of the casing itself and aerodynamic coefficient Δ C FLOWFILED by the influence of the aircraft.
이러한 공력 데이터베이스는 유도폭탄과 같이 조종면 변위가 사용되는 경우에는 조종면 변위에 대한 공력계수의 변화도 포함하여 데이터베이스를 구축할 수 있다. 또한, 외장 분리 시뮬레이션 공력 데이터베이스는 ADI(Application Data Interface)/GEMD(General Exchange of Method & Data) 형식으로 작성될 수 있고, 시뮬레이션 소프트웨어인 AnySep3에 연결될 수 있다. 이러한 AnySep3의 경우에는 다양한 ADI와 호환될 수 있다.Such an aerodynamic database can build a database, including a change in aerodynamic coefficient with respect to the control surface displacement, if a control surface displacement is used, such as an induction bomb. Also, the external isolation simulation aerodynamic database can be created in ADI (Application Data Interface) / GEMD (General Exchange of Method & Data) format and connected to simulation software AnySep3. In the case of AnySep3, it can be compatible with various ADIs.
상술한 외장 분리 시뮬레이션 소프트웨어를 통한 결과 출력은 단순히 분리 특성 결과를 가시화만을 하는 것이 아니라, 그 결과로 나타난 분리 특성을 정량화된 값으로 나타내준다. 이는 여러 비행 조건 중에서 상대적으로 위험한 조건을 판별하는데 중요한 기준으로 작용할 수 있다.The result output through the above-mentioned external separation simulation software does not merely visualize the separation characteristic results, but shows the separation characteristic as a result of the quantification. This can serve as an important criterion for determining relatively dangerous conditions among various flight conditions.
이렇게 정량화되는 값은 예컨대 DF1, DF2, DF3 및 최소 거리와 임계 최소 거리 등이 포함될 수 있다. 이를 보다 구체적으로 살펴보면 다음과 같다.Such quantified values may include, for example, DF1, DF2, DF3, and the minimum distance and the critical minimum distance. More specifically, it is as follows.
DF1은 분리된 무장이 바람 방향에 의해서 얼마나 정렬되지 않는 상태로 분리되는지를 나타내는 값이다. 이러한 DF1 값은 무장의 다음의 수학식 1에 의해서 정의될 수 있다.DF1 is a value indicating how much the separated armament is separated by the wind direction in an un-aligned state. This DF1 value can be defined by
상기 수학식 1은 무장이 분리되어 최초 장착 위치에서 수직으로 00ft 까지 분리되는 동안 전체 받음각(σ)을 적분한 값이 DF1임을 의미한다. 전체 받음각(σ)은 다음의 도 4에 도시된 바와 같이 정의될 수 있다.Equation (1) means that the value obtained by integrating the total angle of attack? While separating the weapon from the initial mounting position to the vertical position of 00ft is DF1. The total angle of attack? Can be defined as shown in Fig. 4 below.
도 4는 항공기에 장착된 무장의 전체 받음각을 설명하기 위한 도면이다. 도 4를 참고하면, 전체 받음각(Ballisitic angle ; σ)은 무장에 불어오는 바람과 무장의 x축으로 이루어지는 평면에서 무장의 x축간의 각도로 정의될 수 있다. 즉, DF1 값이 크다는 것은 바람에 정렬되지 않는 형태로 무장이 회전하면서 분리되고 있음을 의미하므로, DF1 값이 작은 경우에 비하여 상대적으로 위험한 분리 특성을 나타내고 있음을 의미한다.Fig. 4 is a view for explaining the total angle of attack of the armament mounted on the aircraft. Referring to FIG. 4, the total ballistic angle (σ) can be defined as the angle between the x-axis of the armament in the plane consisting of the wind and the arm's x-axis. That is, the large value of DF1 means that the armature is separated while being rotated in a windless arrangement, which means that it exhibits a relatively dangerous separation characteristic as compared with the case where the DF1 value is small.
DF2는 분리된 무장이 다시 상승하는 상태에 대한 정량적인 값이다. DF2는 다음의 수학식 2와 같이 정의될 수 있다.DF2 is a quantitative value for the state where the isolated armament rises again. DF2 can be defined as the following equation (2).
상기 수학식 2와 같이, 최초 장착 위치(z=mate)에서 수직으로 00ft 까지 분리될 때, 무장의 상승여부에 따라 최초 장착 위치에서부터의 거리를 가중하여 적분함으로써, DF2가 정의될 수 있다.DF2 can be defined by weighting and integrating the distance from the initial mounting position according to whether the armature is raised when the armature is separated from the initial mounting position (z = mate) to 00ft vertically as in Equation (2).
DF2 값은 장착위치에서 분리된 이후 가까운 거리에서 무장이 상승하게되면 보다 큰값을 갖게 된다. 따라서, DF2 값이 클수록 위험한 분리 특성을 나타내고 있음을 의미한다.The value of DF2 is larger when the armed position is increased at a close distance after being detached from the mounting position. Therefore, the larger the DF2 value, the more dangerous separation characteristics are exhibited.
DF3는 무장을 항공기에서 분리시키는 BRU(Bomb Rack Unit)의 피스톤이 최대로 밀어냈을 때, 피치 회전 각속도(qeos)와 무장의 수직 속도(Veos)의 비에 무장의 길이(Store Length)를 곱하여 정의한다. 이러한 DF3는 다음의 수학식 3과 같이 정의할 수 있다.DF3 is a measure of the length of the weapon in the ratio of pitch angular velocity (q eos ) to armed vertical velocity (V eos ) when the piston of the BRU (Bomb Rack Unit) separating the weapon from the aircraft is maximally pushed . This DF3 can be defined as the following equation (3).
상기 수학식 3에서의 분자는 물리적으로 무장의 앞(nose)이나 뒤(tail)에서의 무장의 피치 각속도에 의해 발생 가능한 최대 수직 방향 상승 속도를 의미한다. 분모는 반대로 무장이 항공기에서 수직 방향으로 하강하는 속도를 의미한다.The numerator in
따라서, DF3 값이 커지면 무장의 앞이나 뒤가 항공기와 충돌할 가능성이 커질 수 있음을 의미한다. 만일 무장의 무게 중심이 무장의 길이와 정중앙에 위치할 경우, DF3 값이 2이상이 되면 무장의 앞(nose) 또는 뒤(tail)가 항공기와 충돌할 수 있게 된다.Therefore, if the value of DF3 increases, it means that the possibility of collision with the aircraft before or after arming may increase. If the center of gravity of the weapon is located at the center of the length of the weapon, the nose or tail of the weapon may collide with the aircraft if the DF3 value is greater than 2.
또한, AnySep3는 분리되는 외장과 항공기간의 최소 거리에 대해서 시뮬레이션의 매 시간 스텝마다 기록하고 최종적으로 파일로 출력할 수 있다. 이러한 기록을 확인하면 외장과 항공기의 안전 분리 여부를 확인할 수 있다.In addition, AnySep3 can record the minimum distance between the exterior and the airspace for each time step of the simulation and finally output it to a file. Once these records are verified, it is possible to confirm whether the exterior and the aircraft are separated safely.
일반적으로 분리된 외장이 6인치 이상 멀어졌다가 다시 가까워지면 위험하다고 판단할 수 있다. 6인치 이상이라도 분리된 외장과 항공기간의 최소거리가 시간이 증가함에 따라 다시 가까워진다(재 진입)는 것은 위험성을 포함하는 것이라고 볼 수 있다. 해석 결과로 나타나는 시간에 대한 외장과 항공기간의 최소 거리 값을 이용하여 재 진입이 발생하면 재 진입 후 항공기와의 최소 거리를 구할 수 있는데 이를 임계 최소 거리(Critical Miss Distance)로 정의한다.Generally, if a separate enclosure is more than 6 inches away, it can be considered dangerous if it comes close again. Even if the distance is more than 6 inches, the minimum distance between the exterior and the aviation can be considered to include the danger of re-entering (re-entering) as the time increases. Using the minimum distance value of the exterior and the aviation period as the result of the analysis, if the re-entry occurs, the minimum distance to the aircraft after re-entering is defined as the critical minimum distance.
즉, 다시 가까워지는 현상이 없는 외장의 분리의 경우 임계 최소 거리는 정의되지 않는다. 따라서, 임계 최소 거리가 정의되고 그 값이 작을수록 분리 위험도는 증가한다고 할 수 있다.That is, in the case of separation of the exterior without the phenomenon coming close again, the critical minimum distance is not defined. Therefore, the critical minimum distance is defined and the smaller the value, the greater the separation risk.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 레이더 경고 수신 장치를 구비하지 않은 항공기에 장착된 무장의 분리 안전 여부를 확인하는 시험은 도 5에 예시적으로 도시된 바와 같이 외장 분리 비행 시험 절차에 따라 수행될 수 있다.According to an embodiment of the present invention, a test for confirming whether or not the armament mounted on an aircraft having no radar warning receiver is separated or not is performed according to an external separation flight test procedure as exemplarily shown in FIG. 5 .
도 5를 참고하면, 외장 분리 비행 시험 절차는 외장 분리 풍동시험(Wind Tunnel Test) 및 지상시험(Ground Test)을 수행한다. 필요한 경우 전산유체해석(CFD) 등 다양한 방법을 통해 분리영역에 대한 공력 데이터 베이스를 구축할 수 있다. 이렇게 구축된 공력 데이터베이스에 기초하여 분석 시뮬레이션 프로그램을 이용하여 무장 투하 안전성 여부를 확인할 수 있다. 이때 사용되는 분석 시뮬레이션 프로그램은 AnySep3 등의 소프트웨어가 사용될 수 있다. Referring to FIG. 5, the external separation flight test procedure performs a wind tunnel test and a ground test. If necessary, the aerodynamic database for the separation area can be constructed through various methods such as computational fluid analysis (CFD). Based on the aerodynamic database thus constructed, an analytical simulation program can be used to confirm whether the weapon is safe or not. The analysis simulation program used at this time may be software such as AnySep3.
무장 투하 안전성 여부가 판단된 후 비행시험 조건을 계획할 수 있다(Fight Test Plan). 계획된 비행시험 조건에 따라 비행 시험을 수행하고, 이를 분석하여 비행시험 조건을 검증할 수 있다(Post Flight Analysis). 그 검증 결과에 따라 안정성이 확보된 것으로 판단되면 안전 분리 검증을 완료한다. Fight Test Plan (Fight Test Plan) can be planned after the armed release safety is judged. The flight test can be performed according to the planned flight test conditions and analyzed to verify the flight test conditions (Post Flight Analysis). If it is judged that the stability is secured according to the verification result, the safety isolation verification is completed.
만약 안정성이 확보되지 않은 것으로 판단되면, 시뮬레이션 디자인을 개선할 수 있다(Design Improvement). 개선된 시뮬레이션 디자인에 기초하여 전산유체해석을 실행하여 분리 시뮬레이션 데이터베이스를 보정할 수 있다.If it is determined that stability is not ensured, the simulation design can be improved (Design Improvement). Based on the improved simulation design, a computational fluid analysis can be performed to calibrate the segregation simulation database.
이하에서는 도 5에 도시된 외장 분리 비행 시험 절차를 구성하는 각각의 절차 과정에 대해서 보다 상세하게 살펴본다.Hereinafter, the procedure of each of the external separation flight test procedures shown in FIG. 5 will be described in detail.
도 6은 도 5에 도시된 외장 분리 비행 시험 절차 중 외장 분리 풍동시험을 설명하기 위한 도면이다.FIG. 6 is a view for explaining an externally separated wind tunnel test in the external separation flying test procedure shown in FIG.
외장 분리 풍동시험은 요구된 분리영역에 대한 외장의 공력특성을 획득하는 시험이다. 외장 분리 풍동시험은 도 6에 도시된 바와 같이, 외장의 자체 형상에 대한 공력특성을 획득하는 시험인 Free Stream(or Free Air)시험(도 6의 좌측 도면 참고)과 항공기 후류 영향에 의한 외장의 공력특성을 획득하는 시험인 Grid Survey(Flow Field)시험(도 6의 가운데 도면 참조)으로 구성될 수 있다. 또한, 특정 비행조건에서 시뮬레이션을 통해 분리궤적을 확인하는 CTS(Captive Trajectory Simulation) 시험이 포함될 수 있다(도 6의 우측 도면 참고). 이러한 외장 분리 풍동시험을 통해 획득된 공력 특성은 이하의 6자유도 시뮬레이션을 위한 외장 분리 공력 시뮬레이션 데이터베이스로 사용될 수 있다.Exterior separation Wind tunnel tests are tests to obtain the aerodynamic characteristics of the enclosure for the required separation area. As shown in FIG. 6, the wind tunnel test for the external separation is performed by using the Free Stream (or Free Free Air) test (see the left drawing of FIG. 6), which is a test for obtaining an aerodynamic characteristic with respect to the self- And a Grid Survey (Flow Field) test (see the middle drawing in Fig. 6), which is a test for obtaining aerodynamic characteristics. In addition, a Captive Trajectory Simulation (CTS) test may be included to identify the separation trajectory through simulation in a particular flight condition (see the right drawing of FIG. 6). The aerodynamic characteristics obtained through this external isolation wind tunnel test can be used as an externally isolated aerodynamic simulation database for the following six degrees of freedom simulation.
다음으로, 무장이 장착된 항공기에 대해서 지상에서의 분리 시험에 대해서 살펴본다. 이러한 지상시험은 항공기에 장착되는 외장의 물리적 특성을 검증하는 질량 물성값 측정 시험과 지상에서 외장을 투하하는 지상 분리시험으로 구성될 수 있다. 도 7에는 외장/무장의 질량 물성값 측정 시험에 대해서 예시적으로 도시하고 있다. 도 7에 도시된 바와 같이, 항공기에 장착되는 많은 외장들 중 일부 표본을 선택하고, 선택된 외장들의 중량, 무게중심, 관성모멘트를 측정하는 시험을 수행한다.Next, we will look at the ground separation test for armed aircraft. These ground tests may consist of mass property testing to verify the physical properties of the exterior of the aircraft and ground separation testing on the ground. Fig. 7 exemplarily shows a test for measurement of the mass property value of the armor / armament. As shown in FIG. 7, some of the exterior specimens mounted on the aircraft are selected, and a test is performed to measure the weight, the center of gravity, and the moment of inertia of the exterior specimens selected.
상술한 바와 같이, 레이더 경고 수신 장치를 구비하지 않은 항공기에 대해서 As described above, with respect to an aircraft without a radar warning reception device
도 8에는 분리시험 중 지상 분리 시험에 대해서 예시적으로 도시하고 있다. 도 8에 도시된 바와 같이, 지상 분리시험은 항공기와 외장 투하 시스템간의 건전성(reliability)을 검증하는 시험이다. 또한, 실제 지상 투하를 통해 투하력에 대한 보정계수와 초기 사출속도(End of stroke Velocity)를 추출하고, 초기 움직임을 획득할 수 있다. Fig. 8 shows an exemplary ground separation test during the separation test. As shown in FIG. 8, the ground separation test is a test for verifying the reliability between the aircraft and the external delivery system. In addition, it is possible to extract the correction coefficient and the initial injection velocity (End of stroke Velocity) for the loading force and obtain the initial motion through the actual landing.
도 8에 도시된 바와 같이, 항공기에는 무장이 장착되어 있다. 무장이 항공기로부터 분리될 경우에, 초고속카메라 및 가속도 측정 센서를 사용하여 초기 움직임을 관찰하고, BSE 해석시 입력값으로 필요한 Veos(End of stroke Velocity)을 추출할 수 있다. 그리고 무장이 분리되는 외장의 사출 모멘텀(momentum)을 측정할 수 있다.As shown in FIG. 8, the aircraft is equipped with a weapon. When the armed forces are separated from the aircraft, an ultra-high-speed camera and accelerometer can be used to observe the initial motion and to extract the required end-of-stroke velocity (Veos) as input for BSE analysis. And you can measure the injection momentum of the enclosure where the armor is separated.
상술한 외장 분리 풍동시험 및 지상시험을 통해서 분리 공력 데이터베이스를 구축할 수 있다. 그리고 무장의 물성값 및 사출력 보정 계수를 획득할 수 있다. 이하에서는 안전 분리 검증 영역에 대한 6자유도 시뮬레이션을 수행하는 것에 대해서 구체적으로 살펴본다.A separate aerodynamic database can be constructed through the above-mentioned external separation wind tunnel test and ground test. And we can obtain the property value of the weapon and the correction coefficient of the output power. Hereinafter, the 6 degree-of-freedom simulation for the safety isolation verification area will be described in detail.
여기서, 6자유도 시뮬레이션은 속도 영역, 하중 영역, 기동조건에 대해 모두 수행되며, 그 결과를 통해 분리 영역에 대한 안전성을 예측하고, 예측 결과를 통해 실제 비행시험 조건 계획할 수 있다.Here, the six degree of freedom simulation is performed for both the speed region, the load region, and the starting condition, and the safety of the separation region is predicted through the result, and the actual flight test condition can be planned through the prediction result.
도 9는 항공기의 무장 분리 영역의 시뮬레이션 결과를 나타내는 도면이다. 도 9를 참고하면, 기 결정된 시뮬레이션 조건에서 항공기의 속도를 마하 0.9까지 증가시키면서 항공기의 상승 또는 하강 조건에서 고도에 따른 안전성 예측을 시뮬레이션한다. 시뮬레이션 결과를 분석하면 저고도 고속 조건에서 분리 안전성이 저하됨을 확인할 수 있다. 즉, 시뮬레이션 조건으로 속도가 마하 0.8 이상이고, 고도가 25kft이하인 경우에는 외장의 충돌 위험 가능성이 높아지고 있음을 확인할 수 있다.9 is a diagram showing a simulation result of an armed separation region of an aircraft. 9, the safety prediction according to the altitude is simulated under the ascending or descending conditions of the aircraft while increasing the speed of the aircraft to Mach 0.9 in a predetermined simulation condition. Analysis of the simulation results shows that separation safety is degraded at low and high speed conditions. In other words, if the velocity is Mach 0.8 or higher and the altitude is less than 25kft under the simulation condition, the risk of collision of the exterior is increased.
도 10은 항공기의 비행시험조건에 따른 6개 자유도 시뮬레이션 결과의 예시적인 이미지를 나타내는 도면이다. 도 10을 참고하면, 최종 계획된 시험조건 중 항공기 구조물과 충돌되는 것을 예측하는 도면이다. 즉, 도 10에 도시된 바와 같이, 항공기(1000)으로부터 무장(1100)이 분리될 수 있다(도 10의 좌측 상단 도면 참고). 항공기의 하부에서 관찰할 때, 무장이 분리되는 형태는 도 10의 좌측 하단에 도시된 도면과 같다. 항공기의 측면에서 관찰할 때, 무장이 분리되는 형태는 도 10의 우측 상단에 도시된 도면과 같다. 도 10에 도시된 바와 같이, 항공기에 장착된 무장이 분리될 경우에 6자유도 시뮬레이션 결과, X, Y, Z 변위값과 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 각도 값을 얻을 수 있다(도 10의 우측 하단 도면 참고).10 is a diagram showing an exemplary image of six degrees of freedom simulation results according to flight test conditions of an aircraft. Referring to FIG. 10, it is a figure for predicting collision with an aircraft structure among final planned test conditions. That is, as shown in FIG. 10, the weapon 1100 can be separated from the airplane 1000 (see the left upper end drawing of FIG. 10). The shape in which the armed forces are separated when observing from the bottom of the aircraft is shown in the lower left of Fig. 10. The manner in which the armed forces are separated when viewed from the side of the aircraft is as shown in the upper right-hand side of FIG. As shown in FIG. 10, when the weapon mounted on the aircraft is separated, the X, Y, and Z displacement values and the roll, pitch, and yaw angle values are obtained (See the bottom right drawing of Fig. 10).
비행 시험 조건은 6자유도 시뮬레이션 결과와 실제 항공기의 운용조건을 토대로 수평비행상태의 최대 속도 영역부분을 속도 증속을 통해서 단계적으로 수행하도록 계획한다. 최대 속도 영역 검증 비행시험 이후 저하중, 고하중 조건에 대한 시험과 상승, 하강 등 항공기 기동 조건에 대한 시험을 수행한다. 도 11은 항공기의 안전 분리 비행 시험 계획 조건을 예시적으로 나타내는 도면이다.Based on the results of the six degrees of freedom simulation and the operating conditions of the actual aircraft, the flight test conditions are planned to be stepwise performed through the speed increase in the maximum speed region of the horizontal flight state. Verification of the maximum speed zone After the flight test, test for low and high load conditions and test the aircraft start conditions such as rise and fall. 11 is an exemplary diagram illustrating a safety separation flight test plan condition of an aircraft.
도 11을 참고하면, 5개 시험 계획 조건을 계획하고, 각 계획 조건에 따라 항공기 기동 조건에 대한 시험을 수행한다. 계획된 비행시험 조건에서 최적의 비행 시험 결과를 획득하기 위한 시험 항공기의 비행조건의 허용범위는 다음의 표 3과 같다.Referring to FIG. 11, five test plan conditions are planned, and the test for the aircraft start conditions is performed according to each plan condition. The permissible ranges of the flight conditions of the test aircraft for obtaining the optimal flight test results under the planned flight test conditions are shown in Table 3 below.
상기 표 3을 참고하면, 시험 항공기의 비행 조건은, 공기 속도(Airspeed), 고도(Altitude), 비행 경로 각도(Flight path angle), 딜리버리 가속도(Delivery g), 총 중량(Gross weight), 마하수(Mach number), 외부 공기 온도(Outside air temp), 릴리즈에서 항공기 또는 랙 응답, 공격 각도(Angle of attack), 사이드 스립 각도(Angle of sideslip) 및 롤 각도(Angle of roll) 등을 포함한다.Referring to Table 3 above, the flight conditions of the test aircraft include airspeed, altitude, flight path angle, delivery g, gross weight, Mach number, Outside air temp, aircraft or rack response at the release, Angle of attack, Angle of sideslip, and Angle of roll.
이러한 외장 분리 비행시험은 분리 비행시험 조건에 대한 최종검토 및 승인을 획득한 이후 수행될 수 있다. 분리 비행시험은 계획된 시험 조건에 따라 순차적으로 수행되며, 매 비행시험 결과에 대해 6자유도 시뮬레이션 데이터베이스의 보정을 수행하여 다음 시험의 예측 결과에 따라 시험 진행 여부가 결정될 수 있다. Such extinguished flight tests may be carried out after obtaining final review and approval of the isolated flight test conditions. Separate flight tests are performed sequentially according to the planned test conditions, and each flight test result can be calibrated according to the predicted results of the next test by performing calibration of the 6-degree-of-freedom simulation database.
도 12는 항공기의 외장 분리 비행시험의 안전성 확보 절차를 설명하기 위한 도면이다 도 12를 참고하면, 안전성 확보 절차는 먼저 제1 조건에서 비행 시험을 수행하여 시험 결과를 산출한다(Step 1). 산출된 시험 결과와 시뮬레이션 예상 결과를 비교한다(Step 2). 시험 결과에 기초하여 시뮬레이션 데이터베이스를 보정한다(Step 3). 보정된 시뮬레이션 데이터베이스에 따라 제2 조건하에서 시뮬레이션을 실행하여 다음 포인트를 예측한다(Step 4). 기 결정된 예측에 기초하여 최대 신뢰도를 갖는 시험 조건을 확정한다.FIG. 12 is a diagram for explaining a procedure for securing the safety of the external separation flight test of an aircraft. Referring to FIG. 12, a safety test is performed by first performing a flight test under the first condition (Step 1). The calculated test result is compared with the simulation result (Step 2). The simulation database is calibrated based on the test results (Step 3). The simulation is executed under the second condition according to the corrected simulation database to predict the next point (Step 4). Based on the predetermined prediction, the test condition having the maximum reliability is determined.
본 발명의 일 실시예에 따르면, 레이더 경고 수신 장치를 구비하지 않은 항공기는 예컨대 T-50/TA-50이다. 또한 T-50/TA-50의 분리 비행시험에 적용된 폭탄은 범용폭탄과 확산탄 두 종류의 폭탄이 사용될 수 있고, 6자유도 시뮬레이션 데이터베이스는 폭탄 분리 비행시험에서 단계적 속도 증속 시험을 통해 최신화(update)될 수 있다. 본 발명의 일 실시 예에 따라, 폭탄 분리 비행시험결과로 시뮬레이션 데이터베이스를 보정하는 과정은 도 13에 도시되고 있다.According to one embodiment of the present invention, an aircraft not including a radar warning receiver is, for example, a T-50 / TA-50. In addition, the bombs used in the separation flight test of the T-50 / TA-50 can use two types of bombs: general-purpose bombs and diffuse bombs. The 6-DOF simulation database can be updated update. In accordance with one embodiment of the present invention, the process of correcting the simulation database with the result of the bomb detachment flight test is shown in FIG.
도 13을 참고하면, x, y, z 변위값과 롤(roll), 피치(pitch), 요(yaw) 각도에 대해서 종전 값을 새로운 값으로 보정한다. 즉, 각각의 6자유도 시뮬레이션 데이터베이스의 변수값은 각각의 FT에 기초하여 기존 값(old)을 새로운 값(update)으로 수정한다. 이렇게 수정된 6자유도 시뮬레이션 데이터베이스를 이용하여 계획된 분리 영역에 대한 시뮬레이션을 수행한다. 이에 대해서는 이하에서 별도로 설명한다.Referring to FIG. 13, the previous value is corrected to a new value for the x, y, z displacement values and the roll, pitch, and yaw angles. That is, the variable values of each 6 degrees of freedom simulation database are updated to the new value (update) based on the respective FTs. Simulation of the planned separation area is performed using the modified 6 degree of freedom simulation database. This will be separately described below.
도 14는 도 9에 도시된 시뮬레이션 결과를 보정한 시뮬레이션 결과를 나타내는 도면이다. 도 14를 참고하면, 비행시험 전 시뮬레이션 데이터베이스의 시뮬레이션 결과(도 14의 상부 도면 참고)와 최종 비행시험 결과에 의해 보정된 시뮬레이션 결과(도 14의 하부 도면 참고)에서 초기 분리 영역에 대한 안전성 확인 결과와 보정 이후 분리 영역의 안전성 검토 결과에 차이가 있음을 확인할 수 있다. 14 is a diagram showing a simulation result obtained by correcting the simulation result shown in Fig. Referring to FIG. 14, in the simulation results (see the upper drawing in FIG. 14) of the simulation database before the flight test and the simulation results (see the lower drawing in FIG. 14) corrected by the final flight test results, And the result of the safety review of the separation area after the correction is confirmed.
따라서, 비행시험 이후 보정된 시뮬레이션 데이터베이스는 실제에 보다 가까운 결과를 보여준다. 예컨대 FA-50의 경우 비행시험 전 해석 결과와 비행시험 결과간에 유의미한 차이가 없어 데이터베이스의 보정을 별도로 수행하지 않는다.Therefore, the corrected simulation database after the flight test shows a closer result to reality. For example, in the case of the FA-50, there is no significant difference between the pre-flight analysis result and the flight test result, so the database is not separately calibrated.
상술한 바와 같이, 무장 분리 비행시험 시뮬레이션 결과와 실제 무장 분리 비행시험 결과를 비교하면 다음의 도 15에 도시된 바와 같다.As described above, the results of the armed separation flight test simulation and the actual armed separation flight test are compared with each other as shown in the following FIG.
도 15의 좌측에 도시된 도면들은 실제 비행 시험에서 실제 무장 분리를 실행하는 장면을 촬영한 도면이다. 또한, 도 15의 우측에 도시된 도면들은 무장 분리 비행시험 시뮬레이션 결과의 결과 이미지를 나타내는 도면이다. 도 15에 도시된 항공기는 FA-50 기종이다. The drawings on the left side of FIG. 15 are photographs showing scenes in which actual armed separation is performed in an actual flight test. In addition, the drawings shown on the right side of FIG. 15 show the resultant images of the result of the armed separation flight test simulation. The aircraft shown in Fig. 15 is an FA-50 model.
도 15에 도시된 바와 같이, 비행시험 예측결과와 실제 비행시험 결과는 매우 유사한 결과 보인다. 따라서, 본 발명의 일 실시 예에 따른 외장분리 소프트웨어인 AnySep3의 성숙도는 충분하고, 그 시뮬레이션 결과는 실제와 매우 유사함을 확인할 수 있다.
As shown in FIG. 15, the result of the flight test prediction and the actual flight test result are very similar to each other. Therefore, the maturity of the AnySep3 as the external separation software according to the embodiment of the present invention is sufficient, and the simulation result is very similar to the actual result.
몬테카를로 시뮬레이션Monte Carlo simulation
본 발명의 일 실시 예에 따른 몬테카를로 시뮬레이션은 확률 변수를 임의로 발생시켜 그 결과를 계산하기를 반복하여 통계적인 결과를 얻는 해석 방법이다. 이는 확률적인 결과를 유추할 수 있기 때문에 카지노로 유명한 몬테카를로의 이름을 따서 명명된 방법이다. 몬테카를로 방법은 다음과 같은 일정한 패턴을 갖는다. 첫째, 가능한 입력의 영역을 정의한다. 둘째, 정해진 입력의 영역에서 확률 분포로부터 임의로 입력을 생성한다. 셋째, 정해진 입력으로 시뮬레이션을 수행한다. 넷째, 이러한 결과를 취합한다. 이와 같이 확률적으로 결정된 입력을 사용하여 획득된 결과를 통계적으로 분석하면 실제 사건의 통계적 결과와 유사한 결과를 획득할 수 있다.The Monte Carlo simulation according to an embodiment of the present invention is an analysis method for randomly generating a random variable and repeatedly calculating the result to obtain a statistical result. It is named after the famous Monte Carlo casino because it can infer a stochastic result. The Monte Carlo method has the following uniform pattern. First, define the area of possible input. Second, random input is generated from the probability distribution in the domain of the specified input. Third, the simulation is performed with the specified input. Fourth, we collect these results. By statistically analyzing the results obtained using the stochastic input, we can obtain results similar to the statistical results of the actual events.
본 발명의 일 실시 예에 따른 AnySep3에서는 변화를 갖는 입력 값으로 외장의 질량, 무게중심, 관성 모멘트, 6개의 공력 계수와 2개의 사출력을 사용할 수 있다. SFW의 Critical Lanyard를 결정할 때 사용한 입력 값의 변화에 대한 예는 다음의 표 4와 같다.In the
상기 표 4에 나타나는 Type은 각 변수에 임의로 선정된 값이 더해지는가 곱해지는가를 나타내며 확률분포함수(PDF)는 확률 분포 함수로 무엇을 사용했는가를 의미한다. 임의로 생성되는 값의 영역은 균일 확률 분포(uniform) 함수를 따르는 변수의 경우 변수의 범위를 직접 입력하여 사용하고, 정규 분포를 따르는 변수의 경우 표준 정규 분포 값을 사용하여 변화 영역을 간접적으로 제한한다.The type shown in Table 4 indicates whether or not arbitrarily selected values are added to each variable, and the probability distribution function (PDF) means what is used as a probability distribution function. The range of randomly generated values is used by directly inputting the range of the variable in the case of a variable following a uniform uniform function and indirectly restricting the range of change by using a standard normal distribution value in the case of a variable following a normal distribution .
몬테카를로 시뮬레이션에서 사용되는 확률 분포 함수는 균일 확률 분포 함수와 정규 분포 함수를 포함할 수 있다. 균일 확률 분포 함수와 정규 분포 함수의 예는 도 16 및 도 17에 도시되고 있다. The probability distribution function used in the Monte Carlo simulation can include a uniform probability distribution function and a normal distribution function. Examples of the uniform probability distribution function and the normal distribution function are shown in Figs. 16 and 17. Fig.
도 16 및 도 17에 도시된 바와 같이, 각각 -4~+4까지의 영역에서 균일 확률 분포를 갖는 어떤 변수와 그 표준편차 1로 하는 정규 분포를 갖는 어떤 변수를 임의로 발생시킨 결과를 나타내고 있다.As shown in FIGS. 16 and 17, shows a result of arbitrarily generating a variable having a uniform probability distribution in a region from -4 to +4 and a variable having a normal distribution having a standard deviation of 1, respectively.
도 16 및 도 17에 도시되고 있는 그래프를 도시하는 과정은 다음과 같다. 첫째, 난수 x를 정해진 영역의 값(정규분포의 경우 ±20σ) 사이에서 발생시킨다. 둘째, 0과 1사이에 임의의 값을 난수 y로 발생시킨다. 셋째, 생성한 난수 y가 균일 확률 분포 또는 정규 분포 확률 등 선택된 확률 분포 함수의 값(pdf(x))보다 작은 값이면 처음 발생시킨 난수 x를 사용하고 그렇지 않으면 다시 난수 x를 발생 시키고 동일한 과정을 반복한다. 이와 같이 발생한 난수 x를 모아서 통계를 구해보면 최초 의도한 확률 분포를 갖게 된다. AnySep3는 이렇게 발생한 난수를 입력 변수 값에 더하거나, 곱한 후 시뮬레이션의 입력으로 사용할 수 있다.The process shown in the graphs shown in Figs. 16 and 17 is as follows. First, a random number x is generated between the values of a given region (± 20σ for a normal distribution). Second, an arbitrary value between 0 and 1 is generated as a random number y. Third, if the generated random number y is smaller than the value (pdf (x)) of the selected probability distribution function such as the uniform probability distribution or the normal distribution probability, the random number x generated first is used. Otherwise, the random number x is generated again. Repeat. When we collect the random numbers x and collect the statistics, we have the original intended probability distribution. AnySep3 can add or multiply the generated random number to the input variable value and use it as an input to the simulation.
본 발명의 일 실시 예에 따른 몬테카를로 시뮬레이션 결과의 일 예를 도시하면 도 18과 같다. 도 18을 참고하면, 5kft M0.8 60deg 강하 조건에서 외측 파일런에 장착된 SFW의 분리에 대하여 1,000번의 몬테카를로 시뮬레이션 결과로 획득된 항공기와 외장간 시간에 대한 최단거리 결과를 도시한다. An example of a Monte Carlo simulation result according to an embodiment of the present invention is shown in FIG. Referring to FIG. 18, the shortest distance results for the time between aircraft and enclosure obtained as a result of 1,000 Monte Carlo simulations on the separation of the SFW mounted on the outer pylon under the 5 kft M0.8 60 deg descent condition are shown.
입력 변수의 편차는 상기 표 7에 나타난 값을 사용한다. 그 결과로 항공기-외장간 최단 거리 그래프는 1,000개의 독립적인 선으로 표시되고 있다. 모든 입력 변수의 변화에도 불구하고 최단 거리는 0.15초 부근을 제외하고 시간에 따라 점진적으로 증가하므로 비교적 안전한 분리가 이루어지고 있음을 확인할 수 있다. The deviations of the input variables use the values shown in Table 7 above. As a result, the shortest distance graph between aircraft and enclosure is represented by 1,000 independent lines. Despite the change of all input variables, the shortest distance gradually increases with time except for the vicinity of 0.15 sec.
이는 입력 변수의 변화에 대해서도 안전한 분리임을 보장하므로 해석 결과를 보다 신뢰할 수 있다. 실제 FA-50의 SFW Lanyard는 특정 길이로 결정된 이후 비행시험 단계에서 중량과 관성행렬이 안전분리를 가장 저해하는 조건에 대하여 몬테카를로 시뮬레이션을 수행한 이후 비행시험을 진행한다.
This guarantees safe separation of input variables, which makes the analysis results more reliable. The actual FA-50's SFW Lanyard conducts a flight test after a Monte Carlo simulation has been performed on the condition that the weight and inertia matrix are the most detrimental to safety separation in the flight test phase after a specific length has been determined.
FAFA
-50의 -50
MKMK
-82 안전 분리-82 Safe separation
TA-50 항공기는 비행시험을 통해서 MK-82의 안전분리 영역을 확인하고 clearance를 제공한다. FA-50 항공기의 경우에는 TA-50에서 파생된 항공기로 안전분리에 영향을 미치는 여러 요소 중에서 가장 큰 변화를 야기할 수 있는 항공기 외부 형상에 변화가 있다. FA-50 항공기의 형상 변화는 2가지로, 수직 꼬리날개와 주 날개 LEF앞의 RWR 안테나 장착에 따른 형상 변경이다. 수직 꼬리 날개는 위치상 안전분리에 영향이 없다고 전제할 수 있으나, RWR의 경우 장착 위치상 그 영향성을 확인 할 필요가 있다. The TA-50 aircraft identifies the safety isolation area of the MK-82 through flight tests and provides clearance. In the case of an FA-50 aircraft, there is a change in the external shape of the aircraft that can cause the greatest change among the various factors affecting safety separation with an aircraft derived from the TA-50. The shape change of the FA-50 aircraft is two kinds, the shape change according to the mounting of the RWR antenna in front of the vertical tail wing and the main wing LEF. It can be assumed that the vertical tail wing does not affect the safety separation in position, but it is necessary to confirm the influence of the RWR on the mounting position.
항공기의 개발은 비용과 효용의 조화를 통해서 진행하게 되는데 FA-50 개발에서는 RWR의 영향에 의한 기존 무장의 영향성에 대한 풍동시험을 고려하지 않았다. 따라서, RWR 효과를 정량적으로 해석할 풍동시험 데이터가 존재하지 않는다.The development of the aircraft proceeds through harmonization of cost and utility. In the FA-50 development, we did not consider the wind tunnel test for the influence of the existing armed forces due to the effect of RWR. Therefore, there is no wind tunnel test data to quantitatively analyze the RWR effect.
RWR 장착 효과와 같이 정량적으로 해석할 데이터가 존재하지 않는 경우 안전 분리 확보를 할 수 있는 방법은 크게 2가지가 있다. 하나는 CFD를 이용하여 안전 분리를 해석하고 그 결과를 통해서 판단하는 기법이 있다. 다른 하나는 확률적 시뮬레이션을 이용하여 특정 범위의 변화에 대해서도 안전 분리가 보장되는가를 확인하는 방법이다. 물론 두 가지를 병행할 수 있다. If there is no data to analyze quantitatively like the RWR mounting effect, there are two ways to secure the safety separation. One is a technique that uses CFD to interpret the safety segregation and to judge the result. The other is a method for confirming whether safety separation is guaranteed against a certain range of change using stochastic simulation. Of course you can do both.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 확률적인 시뮬레이션 기법을 활용하여 RWR를 구비한 항공기의 외장 안전 분리 확보 여부를 검증할 수 있다. 다음의 표 5는 FA-50의 MK-82 몬테카를로 시뮬레이션을 위한 입력 변수를 나타낸다. According to an embodiment of the present invention, it is possible to verify whether the safety isolation of the aircraft having the RWR is ensured by utilizing the stochastic simulation technique. The following Table 5 shows the input parameters for the FA-50 MK-82 Monte Carlo simulation.
상기 표 5를 참고하면, RWR에 의한 효과에 대한 확률적인 시뮬레이션이므로 질량, 관성 행렬등은 평균값으로 고정하고 Flow Field 공력 계수에 대한 값을 50%, 100% 범위에서 변화하도록 한다.Referring to Table 5, the mass, inertia matrix and the like are fixed to the average value, and the value for the flow field aerodynamic coefficient is changed within the range of 50% and 100%, since it is a stochastic simulation of the effect by the RWR.
또한, FA-50 항공기의 RWR은 Outboard 파일런과 유사한 BL에 위치하고 있고, MK-82 분리 특성인 저고도 고속에서 증대되는 위험을 고려하여 5kft, M0.9, wings level 0.5g, Push-Over 조건의 Inboard, Outboard 모두에 MK-82가 장착된 도 19에 도시된 형상에 대하여 시뮬레이션을 수행한다.In addition, the RWR of the FA-50 aircraft is located in a BL similar to the Outboard Pylon, and has a 5kft, M0.9, wings level of 0.5g, and a push-over condition of Inboard , And the Outboard are mounted on the MK-82.
도 19에 도시된 항공기 형상에 대하여 표 5에 나타나는 변수 조건에 기초하여 시뮬레이션을 수행하면 도 20 및 도 21에 도시된 바와 같은 결과가 도출될 수 있다.19 is performed on the basis of the variable conditions shown in Table 5, the results as shown in FIGS. 20 and 21 can be obtained.
도 20은 본 발명의 일 실시 예에 따른 50% Flow Field 공력 계수 값에 대한 시뮬레이션 결과를 나타내는 도면이다. 즉, Flow Field 공력 계수 값이 nominal 값에서 균일한 분포를 갖고 nominal 값의 50% 크기로 변화할 때 1,000번의 MK-82 분리에 대한 폭탄과 항공기간의 최단거리를 시간에 대하여 나타내고 있다.FIG. 20 is a diagram showing a simulation result of a 50% Flow Field aerodynamic coefficient value according to an embodiment of the present invention. FIG. That is, the shortest distance between the bomb and the aviation period for 1,000 MK-82 separations is shown over time when the Flow Field aerodynamic coefficient is uniformly distributed at the nominal value and changes to 50% of the nominal value.
도 21은 본 발명의 일 실시 예에 따른 100% Flow Field 공력 계수 갑에 대한 시뮬레이션 결과를 나타내는 도면이다. Flow Field 공력 계수 값이 nominal 값에서 균일한 분포를 갖고 nominal 값의 100% 크기로 변화할 때 1,000번의 MK-82 분리에 대한 폭탄과 항공기간의 최단거리를 시간에 대하여 나타낸 그래프이다. 시간이 증가함에 따라서 최단 거리가 점차 증가하는 경향을 보이고, 최초 거리보다 가까워 지지 않는 다는 것은 항공기와 MK-82간에 충돌이 없다는 것을 의미한다.FIG. 21 is a diagram showing a simulation result of a 100% Flow Field aerodynamic coefficient according to an embodiment of the present invention. Flow Field A graph showing the shortest distance between the bomb and the aviation period for 1,000 MK-82 separations over time, when the aerodynamic coefficient values are uniformly distributed at nominal values and changed to 100% of the nominal value. As the time increases, the shortest distance tends to gradually increase, and the fact that it is not closer than the initial distance means that there is no collision between the aircraft and the MK-82.
Nominal 값의 100% 크기로 flow field 값이 변화한다는 의미는 FA-50 항공기 자체가 있을 때와 없을 때의 MK-82에 미치는 영향과 같은 크기의 변화를 뜻한다. RWR은 항공기의 날개 LEF에 장착되는 작은 안테나이고 그 크기나 영향성은 FA-50 항공기 자체에 비하여 매우 작은 값일 것이나 풍동시험과 같은 정량적인 데이터가 없어 그 크기를 특정할 수 없기 때문에 Flow Field 값을 변화 시키는 몬테카를로 시뮬레이션에서는 아주 극단적으로 100%까지의 변화에 대하여 해석을 수행 하였다. 몬테카를로 시뮬레이션 결과는 이러한 100% Flow Field 변화에 대하여서도 안전한 분리가 되는 것을 보여주고 있다.A change in the flow field value to 100% of the nominal value means a change in magnitude, such as the effect on the MK-82 with and without the FA-50 aircraft itself. The RWR is a small antenna mounted on the wing LEF of the aircraft. The size and the influence of the RWR are very small compared to the FA-50 aircraft itself. However, since there is no quantitative data such as the wind tunnel test, In the Monte Carlo simulation, the analysis was carried out for very extreme changes up to 100%. The Monte Carlo simulation results show that this 100% flow field separation is also a safe separation.
도 22는 본 발명의 일 실시 예에 따른 100% Flow Field 변화에 수행된 공력계수 6개에 대한 무장 분리 0.6초 이후 최단 거리가 30인치 이상인 결과를 나타내는 도면이다.FIG. 22 is a graph showing a result of a shortest distance of 30 inches or more after 0.6 seconds of armed separation for six aerodynamic coefficients performed in a 100% Flow Field change according to an embodiment of the present invention. FIG.
도 22에 도시된 바와 같이, 100% Flow Field 변화에 수행된 공력계수 6개에 대하여 분리 0.2 초 이후 최단 거리가 30인치 이상인 결과만을 도시하고 있다. 도 22를 참고하면, 공력 계수는 각각에 대하여 normalize를 수행하여 -0.5~0.5 값 범위로 이동시킨 것을 확인할 수 이TEk. 도 22에 도시된 바와 같이, 피칭 모멘트가 nominal 값보다 크면 분리 후 0.2초 시점에 30인치 이상의 최소거리가 나타나는 경우가 없음을 알 수 있다. 이는 피칭 모멘트가 크면 MK-82 fin이 항공기에 근접하게 된다는 뜻이고, 0.2초에서 최단 거리에 영향을 주는 가장 주요한 공력 계수는 피칭 모멘트임을 의미한다.As shown in FIG. 22, only six aerodynamic coefficients performed at 100% Flow Field change show the result that the shortest distance after 0.2 second is 30 inches or more. Referring to FIG. 22, it can be seen that the aerodynamic forces are normalized to each other and moved to a value range of -0.5 to 0.5. As shown in FIG. 22, when the pitching moment is larger than the nominal value, it can be seen that the minimum distance of 30 inches or more does not appear at 0.2 second after the separation. This means that if the pitching moment is large, the MK-82 fin will approach the aircraft, and the most significant aerodynamic coefficient affecting the shortest distance in 0.2 seconds is the pitching moment.
다음의 표 6 및 표 7은 각각 50% 및 100% Flow Field 변화에 대한 시뮬레이션 결과 데이터에 대한 상관분석 수행 결과이다. The following Tables 6 and 7 show the correlation analysis results of the simulation result data for 50% and 100% flow field changes, respectively.
이는 도 22에 도시된 바와 같이 동일하게 피칭모멘트와 최단 거리 간에 매우 큰 음의 상관 관계가 있음을 나타내고 있다.This indicates that there is a very large negative correlation between the pitching moment and the shortest distance as shown in Fig.
본 발명의 다양한 실시 예에 따른 상술한 방법들은 컴퓨터 판독가능한 저장 매체에 코드로 저장될 수 있다. 이러한 본 발명의 다양한 실시예에 따른 상술한 방법들을 수행하기 위한 코드는, RAM(Random Access Memory), 플레시메모리, ROM(Read Only Memory), EPROM(Erasable Programmable ROM), EEPROM(Electronically Erasable and Programmable ROM), 레지스터, 하드디스크, 리무버블 디스크, 메모리 카드, USB 메모리, CD-ROM 등과 같이, 단말기에서 판독 가능한 다양한 유형의 기록 매체에 저장되어 있을 수 있다. The above-described methods according to various embodiments of the present invention may be stored as a code in a computer-readable storage medium. The code for performing the above-described methods according to various embodiments of the present invention may be stored in a memory such as a random access memory (RAM), a flash memory, a ROM (Read Only Memory), an EPROM (Erasable Programmable ROM), an Electrically Erasable and Programmable ROM ), A register, a hard disk, a removable disk, a memory card, a USB memory, a CD-ROM, and the like.
본 발명의 일 실시 예에 따라 FA-50의 안전 분리 해석을 위해서 사용되는 시뮬레이션 소프트웨어인 AnySep3에 대하여 검토하고, AnySep3가 외장의 안전 분리 검증에 어떻게 사용되었는지 확인한다. 이렇게 시뮬레이션 결과를 비행시험 결과와 비교하여 그 신뢰성을 판단한다. 이와 같이 AnySep3는 확보된 신뢰성을 가지고 있으므로, 그 입력 변수 값이 타당한 영역에 분포한다면 결과 또한 타당하다.According to an embodiment of the present invention, the AnySep3 simulation software used for the safety isolation analysis of the FA-50 is examined and how AnySep3 is used for safety isolation verification of the enclosure. The simulation results are compared with the flight test results to determine their reliability. As such, AnySep3 has a guaranteed reliability, so if the input variable values are distributed in a reasonable area, the result is also reasonable.
풍동시험을 통해서 확보하지 못한 FA-50 RWR에 의한 MK-82 영향성은 그 물리적 특성상(RWR은 항공기 날개에 장착됨) 항공기 자체의 영향성 보다는 작다는 전제하에서 몬테카를로 시뮬레이션을 수행한다. The impact of the MK-82 due to the FA-50 RWR, which was not secured through the wind tunnel test, is based on the physical characteristics (RWR is mounted on the wing of the aircraft) and Monte Carlo simulation is performed on the assumption that it is smaller than the influence of the aircraft itself.
몬테카를로 시뮬레이션 결과는 MK-82 안전 분리에 주요한 영향을 주는 공력계수는 피칭 모멘트 계수이며, 100% flow field 변화에서도 안전분리에는 영향을 미치지 않는 것을 확인할 수 있다. The Monte Carlo simulation results show that the aerodynamic coefficient, which has a major influence on the MK-82 safety separation, is the pitching moment coefficient and does not affect safety isolation even at 100% flow field changes.
상술한 전제와 몬테카를로 시뮬레이션 결과를 분석함으로써, 레이더 경고 수신 장치를 구비한 FA-50 항공기는 MK-82와 같은 외장 분리에 대해 안전 분리가 가능함을 확인할 수 있다.By analyzing the above-mentioned premise and Monte Carlo simulation results, it can be confirmed that the FA-50 aircraft equipped with a radar warning receiver can be safely separated from the exterior separation such as the MK-82.
비록 본 발명의 예시적인 실시예 및 적용예가 도시되고 설명되었더라도, 본 발명의 기술적 사상의 범위를 벗어나지 않는 범위에서 많은 변화 및 수정이 가능하고, 이러한 변형은 본 발명이 속하는 기술 분야의 통상의 기술자에게 명확하게 이해될 수 있습니다. 따라서, 설명된 실시예는 예시적이지 제한적인 것이 아니며, 본 발명은 첨부된 상세한 설명에 의해서 제한되는 것이 아니지만 청구항의 기술적 범위 내에서 수정가능하다.Although illustrative embodiments and applications of the present invention have been shown and described, many changes and modifications may be made without departing from the scope of the present invention, and such modifications may be made by one of ordinary skill in the art to which the present invention pertains It can be clearly understood. Accordingly, the described embodiments are illustrative and not restrictive, and the invention is not limited by the accompanying detailed description, but is capable of modifications within the scope of the claims.
Claims (7)
안전 분리 영역이 기 확보된 항공기에 대한 복수의 입력 변수를 획득하는 단계;
상기 획득된 복수의 입력 변수의 종류에 따라 확률 분포 함수를 선택하는 단계;
상기 선택된 확률 분포 함수에 의해서 입력값을 생성하는 단계;
상기 생성된 입력값에 기초하여 확률적 시뮬레이션 기법을 이용하여 무장 분리 시뮬레이션을 수행하는 단계; 및
상기 시뮬레이션의 결과를 디스플레이하는 단계;를 포함하는 항공기의 무장 안전 분리 확인 방법.In a method for confirming the safe separation of an aircraft,
Obtaining a plurality of input parameters for the aircraft having the safe separation region;
Selecting a probability distribution function according to the obtained types of input variables;
Generating an input value by the selected probability distribution function;
Performing arming separation simulation using a stochastic simulation technique based on the generated input value; And
And displaying the result of the simulation.
상기 복수의 입력 변수를 획득하는 단계에서,
상기 복수의 입력 변수는, 상기 항공기의 외장의 질량, 무게 중심, 관성 모멘트, 6개의 공력 계수 및 2개의 사출력 계수인 것을 특징으로 하는 항공기의 무장 안전 분리 확인 방법. The method according to claim 1,
In obtaining the plurality of input variables,
Wherein the plurality of input variables are mass, gravity center, moment of inertia, six aerodynamic forces, and two yarn counts of the exterior of the aircraft.
상기 확률 분포 함수를 선택하는 단계에서,
상기 확률 분포 함수는, 균일 확률 분포 함수 또는 정규 분포 함수인 것을 특징으로 하는 항공기의 무장 안전 분리 확인 방법.The method according to claim 1,
In the step of selecting the probability distribution function,
Wherein the probability distribution function is a uniform probability distribution function or a normal distribution function.
상기 입력값을 생성하는 단계는,
상기 기 결정된 변수 범위 내에서 속하는 난수를 무작위로 생성하는 것을 특징으로 하는 항공기의 무장 안전 분리 확인 방법.The method according to claim 1,
Wherein the step of generating the input value comprises:
And randomly generating a random number belonging to the predetermined range of variables.
상기 디스플레이하는 단계는,
상기 시뮬레이션이 복수 회 수행되는 경우에, 상기 시뮬레이션의 결과를 중첩하여 하나의 화면에 디스플레이하는 것을 특징으로 하는 항공기의 무장 안전 분리 확인 방법.The method according to claim 1,
Wherein the displaying comprises:
Wherein when the simulation is performed a plurality of times, the results of the simulation are superimposed and displayed on a single screen.
상기 확률적 시뮬레이션 기법은, 몬테카를로 시뮬레이션 기법인 것을 특징으로 하는 항공기의 무장 안전 분리 확인 방법.The method according to claim 1,
Wherein the probabilistic simulation technique is a Monte Carlo simulation technique.
안전 분리 영역이 기 확보된 항공기에 대한 복수의 입력 변수를 획득하는 단계;
상기 획득된 복수의 입력 변수의 종류에 따라 확률 분포 함수를 선택하는 단계;
상기 선택된 확률 분포 함수에 의해서 입력값을 생성하는 단계;
상기 생성된 입력값에 기초하여 확률적 시뮬레이션 기법을 이용하여 무장 분리 시뮬레이션을 수행하는 단계; 및
상기 시뮬레이션의 결과를 디스플레이하는 단계;를 실행하는 코드를 포함하는 기록매체.
A computer-readable recording medium for recording a code relating to a method for confirming the safe separation of an aircraft, the method comprising:
Obtaining a plurality of input parameters for the aircraft having the safe separation region;
Selecting a probability distribution function according to the obtained types of input variables;
Generating an input value by the selected probability distribution function;
Performing arming separation simulation using a stochastic simulation technique based on the generated input value; And
And displaying the result of the simulation.
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|---|---|---|---|---|
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2013
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