Vol.12, No.6, pp.17-22 (2018) https://doi.org/10.20910/JASE.2018.12.6.17
정전용량형 연료센서를 이용한 항공기 연료량측정시스템 구현
양준모
1·양성욱
2·이상철
3,†·이용식
41한국항공대학교 부속 항공체계시험인증연구센터
2한국항공대학교 대학원 항공우주 및 기계공학과
3한국항공대학교 항공우주 및 기계공학부
4한국항공우주산업㈜
Implementation of Fuel Quantity Measurement System for Aircraft Using Capacitive Fuel Sensor
Junmo Yang
1, Sungwook Yang
2, Sangchul Lee
3,†and Yongsik Yi
41Korea Aerospace University Affiliated Aviation System Test and Certification Research Center
2Graduate School of Aerospace and Mechanical Engineering, Korea Aerospace University
3Department of Aerospace and Mechanical Engineering, Korea Aerospace University
4Korea Aerospace Industries, Ltd.
Abstract
The amount of fuel, which affects aircraft endurance, needs to be measured accurately. This paper deals with the implementation of a fuel quantity measurement system that consists of capacitive fuel sensor, DAQ board, and Labview software. The main circuit of the implemented system for measuring fuel quantity is simulated with Pspice to identify parameters, which are related to the change of fuel quantity. After simulation, we established that Vrms changes with the variation of fuel amount. The Vrms, which is the output of fuel sensor, is transmitted to the Labview software via the DAQ board of the implemented fuel quantity measurement system. The fuel quantity is also calculated using this software. The present simulation results indicated that the accuracy of the implemented fuel quantity measurement system improved with the filter application.
초 록
항공기 항속시간에 영향을 미치는 요소인 연료량은 정확한 측정이 필요하다. 본 논문에서는 정전용량 형 연료센서, DAQ 보드, Labview 소프트웨어로 구현된 연료량측정시스템을 다루었다. 연료량에 따라 변 화하는 파라미터를 확인하기 위해 Pspice를 이용하여 구현된 시스템의 주회로가 시뮬레이션 되었다. 시 뮬레이션을 통해 연료량에 따라 변화하는 파라미터인 Vrms를 찾아내었다. 연료 센서의 출력인 Vrms는 구현된 연료량측정시스템의 DAQ 보드를 통해 Labview 소프트웨어로 전송되고, 이 소프트웨어를 사용하 여 연료량이 계산된다. 그 결과, 필터가 적용되지 않은 연료량측정시스템보다 정확도가 향상되었다.
Key Words : Fuel Quantity Measurement System(연료량측정시스템), Capacitive Fuel Sensor(정전용량형 연 료센서), Moving Average Filter(이동평균필터)
Received: Aug. 09, 2018 Revised: Nov. 15, 2018 Accepted: Nov. 17, 2018
† Corresponding Author
Tel: +82-2-300-0108, E-mail: [email protected]
Ⓒ The Korea Aerospace University
1. 서 론 항공기 연료량은 체공시간 및 항속거리에 영향을 미
치는 중요한 요소이므로 정확한 측정이 필요하다[1].
정확한 연료량을 측정하기 위해서는 높은 신뢰성을 가 진 연료량측정시스템이 필요하다[2]. 연료량측정시스 템의 정확도를 언급한 문서로는 민간용 TSO-C55와
군사용 MIL–G-26988C가 있다[3,4]. 국내 최초로 국 제 인증기준에 부합하는 민수완제기인 KC-100의 연 료량측정시스템의 정확도는 TSO-C55에 명시된 full scale의 ±3 %를 만족한다. KC-100에 사용된 연료 센서는 미국의 Electronics International사에서 제작 하는 상용기성품인 P-300C 모델이다[5]. Table 1은 P-300C의 형상과 함께 입·출력 신호를 나타낸다.
P-300C configuration
P-300C Input, Output signal
Input +5 Volts
Output 0-5 Volt Square Wave (Include Frequency) Table 1 Configuration and Signal of P-300C
본 논문에서는 정전용량형 연료센서를 이용하여 항공 기 연료량측정시스템을 구현하였다. 정전용량형 연료 센서의 신호를 모사하기 위해 이와 관련된 특허를 조 사하였다. 정전용량형 연료센서의 신호는 조사된 자료 와 전기·전자회로 해석이 가능한 Cadence사의 Pspice 를 기반으로 시뮬레이션 되었다. 시뮬레이션 결과를 확인하기 위해 구현된 연료량측정시스템은 Labview, DAQ 보드(data acquisition Board), 정전용량형 연료 센서로 구성되었다. JP-8 항공유를 이용하여 실험한 결과 구현된 연료량측정시스템의 게이지가 연료량에 비례하여 변화하는 것을 확인하였다.
2. 본 론
2.1 정전용량형 연료센서 원리 및 사례
정전용량형 측정 방식을 사용하는 센서 중 패시브 직류 정전용량형 연료센서(passive DC capacitive fuel sensor)는 연료 센서와 신호처리 장치 사이의 배
선을 단순화 시킬 수 있다는 장점이 있다[6,7]. 패시브 직류 정전용량형 연료센서의 개념은 Fig. 1과 같고, 정 전용량은 식 (1)과 같이 계산된다[8].
Fig. 1 Concept of Capacitive Fuel Sensor
ln
ln
(1)
여기서 는 정전용량, 는 공기의 유전율, 는 연 료의 유전율, 는 연료센서 내부 튜브 반지름, 는 연 료센서 외부 튜브 반지름, 는 연료의 높이, 은 연료 센서 길이를 의미한다.
연료센서 신호 모사를 위해 패시브 직류 정전용량형 연료센서와 관련된 특허 사례를 조사한 결과, 가장 유 사한 회로도는 미국에서 나온 특허번호 US4289028 문서이다[9]. Figure 2는 US4289028에 명시된 회로 도이며, 회로도에서 23번은 터미널블록을 나타낸다.
Fig. 2 US4289028 PRIOR ART
Figure 3은 패시브 직류 정전용량형 연료센서의 한 종류인 항공기용 고정밀 연료센서이다. Figure 3에서 볼 수 있듯이 패시브 직류 정전용량형 연료센서의 특 징인 터미널 블록이 센서 중앙 부분에 위치해 있는 것 을 확인할 수 있다. Table 2와 3은 항공기용 고정밀 연료센서의 입·출력 신호의 요구조건이다.
(a) High Accuracy Fuel Sensor
(b) Terminal Block
Fig. 3 High Accuracy Fuel Sensor
Parameters Requirements Wave shape Sinusoidal
Frequency 5.859 KHz Nominal Short Circuit
Current 50 mA Maximum Output Voltage
Range
9.74 Volts(0-Peak) High Level 4.81 Volts(0-Peak) Low Level Table 2 Input Signal Electrical Requirement
Parameters Characteristics Output_1
Wave shape
Positive Half Wave Rectified Sine wave
Output_2 Wave shape
Negative Half Wave Rectified Sine wave
Frequency 5.859 KHz Nominal Table 3 Output Signal Electrical Characteristics
2.2 연료센서 시뮬레이션 구성 및 결과
연료센서 시뮬레이션 회로도는 Pspice를 이용하여 Fig. 2의 특허와 같게 구성되었다. Pspice를 이용하여 구현한 회로는 Fig. 4와 같다.
Fig. 4 Pspice Simulation Model
회로도에서 연료센서로 들어가는 입력 신호는 Table 2에서 언급된 요구조건에 맞추었고, 구성된 회로를 통 해 나오는 Output_1, Output_2 신호가 정상적으로 출 력되는지 스코프를 이용하여 확인하였다. Figure 4의 Tank Unit 내부 캐패시터(C3) 값을 변경함으로써 연 료량이 변화하는 상황을 모사하였다. Figure 3의 캐패 시터(C3) 값은 연료가 비었을 때 값인 약 100 pF보다 조금 높은 값인 102 pF, 112 pF, 120 pF 순서로 변화 시켰다. 이는 연료량에 따라 변화하는 출력 파라미터를 찾기 위해 가정한 것이다. Figures 4-6은 커패시터(C3) 값이 102 pF, 112 pF, 120 pF 일 때 시뮬레이션 결과 이다.
Fig. 5 Capacitor(C3) 102 pF Result
Fig. 6 Capacitor(C3) 112 pF Result
Fig. 7 Capacitor(C3) 120 pF Result
Figures 5-7을 통해 연료량에 따라 바뀌는 파라미터가
이고, 값이 각각 102 pF일 때 0.96 V, 112 pF일 때 1.01 V, 120 pF일 때 1.12 V로 변화하는 것을 확인하였다. 값은 식 (2)의 과정을 통해 값으 로 변환하여 사용하였다. 여기서 는 신호에서 가장 높은 곳의 전압을 의미하며, 는 식 (2)를 통해 계산 된 실효치이다.
s (2) 2.3 연료량측정시스템 구현
연료량측정시스템을 구현하기 위해 기개발된 항공기의
연료량측정시스템을 조사한 결과 연료량측정시스템은 연료센서, 데이터처리장치, 계기로 구성된다. 이를 기반 으로 Fig. 8과 같이 연료량측정시스템을 구성하였다.
Fig. 8 Implementation of Fuel Quantity Measurement System
Figures 9, 10은 각각 연료량측정시스템의 데이터처 리장치에 해당하는 블록다이어그램과 계기이다. Figure 10의 좌측 하단에 있는 계기는 항공기용 고정밀 연료 센서에서 출력되는 값을 그대로 사용하였을 때 연료량을 나타낸다. Figure 10의 우측 하단에 있는 계 기는 이동평균필터로 평활화 된 값에 따른 연료 량을 나타낸다. 이동평균필터는 처리되는 데이터 수에 따라 계기의 반응 속도가 달라진다. 적용된 이동평균 필터의 데이터 수는 실험을 통해 계기의 반응 속도와 정확도를 확인하는 방법으로 선정되었다. 데이터처리 장치는 연료센서에서 출력되는 신호를 입력 받아 연료 량으로 환산하여 계기의 연료량 지침을 변화시킨다.
Fig. 9 Block Diagram of Fuel Quantity Measurement System
Fig. 10 Fuel Quantity Measurement System GUI
연료량측정시스템 구현에 사용된 하드웨어와 소프트 웨어는 Table 4와 같다.
Component Functions National Instrument
Labview 2016
Ÿ Instrument Ÿ Signal process Passive DC capacitive
fuel sensor Ÿ Fuel quantity measure Data acquisition Board
(USB type) Ÿ Sensor data acquire Table 4 Component of Fuel Quantity Measurement System
2.4 실험 결과
구현된 연료량측정시스템의 성능은 JP-8 항공유를 이용한 실험을 통해 검증되었다. 검증 실험은 항공유 를 8 L 연료통에 채운 후 항공기용 고정밀 연료센서 를 상하로 천천히 움직이는 방법으로 진행되었다. 실 험 결과, 항공기용 고정밀 연료센서가 연료에 잠기는 높이에 따라 계기판의 연료 게이지가 0-8 L 사이를 가리키는 것을 확인할 수 있었다. 또한, 이동평균필터 를 적용한 신호가 떨림이 없어 계기의 지침이 일 정한 연료량 값을 가리키는 것을 확인할 수 있었다.
이동평균필터를 적용하지 않은 신호를 받은 계기 의 지침은 잡음이 심하여 필터링을 적용한 계기의 지 침보다 약 ±1 L 범위 내에서 떨리는 것을 확인하였
다. Tables 5와 6은 각각 연료센서가 연료통 높이의 50 %, 87 %(4 L, 7 L) 닿았을 때 연료량 측정 결과 를 보여준다. Tables 5와 6에서 L.B와 U.B는 각각 측 정값의 하한과 상한을 나타낸다. 이동평균필터를 적용 하였을 때 오차는 4 L일 경우 약 4% 이내이고, 7 L일 경우 약 2.43%이내이다. 이는 필터를 적용하지 않았 을 때보다 약 70%의 오차가 감소되었다.
Measured Fuel Quantity
L.B*(L) Err (%) U.B (L) Err (%) No
Filter 3.10 22.5 4.97 24.25 Using
Filter 3.84 4.00 4.15 3.75 Table 5 Test Result in Case of 4 L
Measured Fuel Quantity
L.B (L) Err (%) U.B (L) Err (%) No
Filter 6.13 12.43 7.98 14.0 Using
Filter 6.83 2.43 7.16 2.29 Table 6 Test Result in Case of 7 L
3. 결 론
본 논문에서는 항공기용 고정밀 연료센서를 이용하여 연료량측정시스템을 구현하였다. Pspice를 이용한 항 공기용 고정밀 연료센서 시뮬레이션 결과 연료량에 따 라 변화하는 파라미터를 찾아내었다. 시뮬레이션 을 통해 찾은 파라미터는 DAQ 보드, Labview, 항공기 용 고정밀 연료센서를 이용하여 구현된 연료량측정시 스템에 적용되었다. JP-8 항공유를 이용하여 실험한 결과, 항공기용 고정밀 연료센서에 닿는 연료의 높이가 변화함에 따라 Labview로 구현한 계기가 연료량을 지 침하는 것을 확인할 수 있었다. 이 때, 이동평균필터를 적용한 결과가 필터를 적용하지 않은 결과보다 더 정 확한 것을 확인하였다. 향후 에 대한 추가 보정 을 수행한다면 보다 신뢰성 있는 연료량측정시스템을 개발할 수 있을 것으로 기대한다.
후 기
본 논문은 산업통상자원부(한국산업기술평가관리원) 산업기술혁신사업(항공우주부품기술개발사업)의 지원을 받아 수행된 "초음속항공기 리셉터클 형태 공중급유시 스템 개발(10059056)" 과제의 결과물임
References
[1] W. H. Park, K. W. Kang, and J. H. Lee, “ Study on the Instrumentation System for the Dorsal Air Refueling Tank Installation,” Proc. of KSAS Spring Conference, Kangwon, Korea, pp.933-936, April 2015.
[2] J. H. Jung, S. C. Lee, S. G. Choi, K. K. Park, H. J.
Choi, K. H. Bae, Y. J. Kim, and J. W. Cho, “ Integrated Fuel system Test Equipment for UAV,”
Proc. of KSAS Fall Conference, Jeju, Korea, pp.
1604-1607, November 2011.
[3] US Department of Transportation, TSO-C55 Fuel and Oil Quantity Instrument, November, 2003.
[4] USAF MIL-C-26988C, Gage, Liquid Quantity, Capacitor Type Transistorized, General Specification, August, 1971.
[5] Electronics International Inc, P-300C Fuel Probe and IMC Product Information and Specifications, 2008.
[6] R. Langton, C. Clark, M. Hewitt, and L. Richards, Aircraft Fuel Systems, WILEY, 2009.
[7] J. M. Yang, “Development of Fuel Quantity Measurement System for Aircraft Conformal Fuel Tank Using Capacitive Level Sensor,” Master dissertation, Korea Aerospace University, 2017.
[8] J. M. Yang, S. W. Yang, S. C. Lee, “ Implementation of Fuel Quantity Measurement System Using Supersonic Aircraft Fuel Sensor,” Proc. of KASE Spring Conference, Jeju, Korea, pp. 546-547, April 2018.
[9] I. Wallman, “Fuel Quantity Gauge,” Patent US4289028, December, 1979.
