Satisfying the same probability of loss of control and essentially two fail operative performance with a triplex computer architecture requires a lot of modification of the conventional redundancy management design techniques, previously employed in quadruplex digital flight control computer. T-50 FCS for triplex redundancy management design applied an advanced digital flight control architecture with an I/O controller which is functionally independent of the digital computer to achieve the

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... reliability and special failure analysis and isolation schemes for fail operational goals with a triplex configuration. The analysis results indicated that the triplex flight control system is to satisfy the safety requirement utilizing the advanced flight control techniques and the system performance of the implemented flight control system was verified by failure mode effect test. 초 록 3중 비행제어시스템이 종래의 4중 비행제어시스템과 유사한 수준의 시스템 신뢰성과 이중 결함시의 안전한 운용성능을 제공하기 위해서는 기존의 고전적인 다중화 설계기법 에 많은 변경과 수정이 필요하다. 이에 따라 국내에서 개발된 고등훈련기급의 3중 비행제 어시스템 다중화 설계기법은 4중 시스템과 동일한 수준의 생존성을 확보하기 위해서 3중 시스템의 핵심인 비행제어컴퓨터의 입출력 프로세서와 메인 프로세서를 기능적으로 분리 시켜 상호 고장에 대한 영향성을 최소화키고, 시스템의 치명적인 결함을 검출하기 위해서 특별한 고장 분석 기법과 격리 알고리즘을 적용하여 비행제어시스템의 안정성과 신뢰도 가 보장되도록 설계하였다. 본 논문은 이러한 다중 시스템 구조와 고장관리 설계기법을 소개하고 설계된 3중 비행제어시스템의 손실율 분석을 통해서 기존 신뢰성 요구도가 만 족됨을 해석적으로 입증하였으며, 또한 3중 비행제어시스템의 각종 고장모드에 대한 시스 템 영향성 및 안정성 시험을 통해서 그 성능을 검증하였다. 경남 사천시 사남면 유천리 802번지 韓國航空宇宙學會誌 169 Ⅰ. 서 론 비행제어시스템의 기능 손상은 항공기 안전에 치명적인 영향을 미치는 만큼 최대한의 신뢰성을 보장하도록 설계되어져야 한다. 따라서 비행제어 시스템은 이러한 신뢰성 증대를 위해서 적절한 박성한․김재용․조인제․황병문 韓國航空宇宙學會誌 다중화 설계가 필수적이며 이를 위해서 3중 혹은 4중의 시스템을 구성하는 것이 일반적이다. 또한 비행제어시스템 신뢰성을 충족시키는 범위 내에 서 가급적 가볍고 부피가 작으며, 기술적으로 도 달 가능한 시스템을 설계하는 것이 비행제어시스 템 설계의 궁극적인 목적이 된다. 일반적인 3중 비행제어시스템에서 2중의 손상 을 입었을 때에 별도의 백업 시스템에 의존하지 않고 정상적인 운용을 하기 위해서는 기존 F-16 혹은 F-18과 같은 4중 시스템에 적용하던 다중화 설계 기법들은 더 이상 효력을 발휘하지 못하게 된다. 따라서 전통적인 비행제어시스템에서 통용 되고 있는 신뢰성 요구도를 충족시키기 위해서는 3중의 비행제어시스템에 새로운 방식의 다중화 설계 기법을 요구하게 된다. 본 논문에서 제시하고 있는 3중 비행제어시스 템의 다중화 설계기법은 미공군 및 해군과 NASA가 당시 General Dynamics사(현 Lockeed Martin사)와 공동으로 연구한 AFTI/F-16 개발 프로그램을 통해 확보된 비행제어시스템 설계기 법을 바탕으로 두고 있다. 특히 NASA Dryden 연구소는 1970년대 초반에 이미 Apollo 11호에 탑재된 비행제어컴퓨터를 F-8C에 장착하여 최초 의 DFBW(Digital Fly-by-wire)를 개발하였으며, 그 이후에 비행제어시스템의 3중화를 통해서 해 당 기술의 개발 경험을 가지고 있었다. 이러한 개발 경험이 AFTI/F-16 개발 프로그램에서 NASA와 General Dynamics의 공동개발을 통해 실증적 기술의 토대를 마련하게 된다. 또한 이 기술은 향후 Lockheed Martin사에서 개발하는 모든 DFBW 항공기 설계의 기본이 되었고 국내 고등훈련기 개발을 위한 비행제어시스템 설계기 술의 근간을 이루게 되었다. 본 설계개념의 기본목적은 하드웨어 자체의 신 뢰성 증가를 크게 요구하지 않은 채로 3중 디지털 시스템을 개발하여 이의 신뢰성이 기존 4중 시스 템과 유사한 수준을 유지할 수 있는 방안을 고려 하는 것이다. 따라서 새로운 3중 비행제어시스템 의 다중화 설계 기법은 기존 4중 시스템과 동일한 수준의 생존성을 확보하기 위하여 비행제어