상용제어기를 이용한 농용 헬리콥터 자세제어의 적용성 평가(Ⅱ)- 순항 비행 및 요 운동 제어 특성 -

구영모 경상대학교 농업생명과학연구원 2014 농업생명과학연구 Vol.48 No.6

본 연구에서는 살포비행의 주된 요운동과 순항비행에 대하여 시뮬레이션과 비행실험을 통해 얻은 적정 제어이득을 적용하여, 농용헬리콥터의 수동과 제어비행에서 순항비행 및 요의 행동을 비교하였다. 수동의 경우는 조종간의 입력 즉, 서보의 입력은 그대로 서보의 출력으로 전달되어 헬리콥터의 비행자세와 반응으로 나타나므로 조종자에 있어 높이와 자세를 유지하는데 높은 숙련도와 노력이 필요하였다. 반면 상용제어기의 적용은 기본적인 자세 및 요의 제어를 제공 받으므로 조종자가 살포작업에 편이성을 제공받을 수 있었다. 수동비행에서 요각의 행태는 편류비행의 결과를 보였으나, 제어에서는 목표진행 방위각에서 안정되게 유지되었다. 또한 수동 순항비행에서는 롤 및 피치각의 자세가 숙련된 조종자에 의해 ±6.9°(±0.11 rad) 정도의 롤 및 피치각의 큰 변동폭을 경험하였다. 반면 자세제어 비행에서는 ±2.8°(±0.05 rad) 정도의 안정된 변동폭을 유지하였다. 따라서, 상용제어기를 적용함으로써 요운동으로 방향을 유지하고 순항비행에서 살포높이와 속도를 조절하는데 조종자의 편이성을 제공 할 수 있을 것으로 생각되었다. Applying proper control gains obtained from simulations and flight trials, the performance during the cruise flight and yawing, which are major maneuvers of aerial application using manual and auto pilots was compared and analyzed. For the manual pilot, highly skilled operation would be required to maintain spray height and attitude because the servo inputs directly transmit to servo outputs, resulted in the helicopter attitude response. However, the adaptation of a commercial controller provides a basic attitude and yaw controls, which give a convenience to pilot during spray operation. Yaw performance at the manual pilot resulted in a drift forwarding, on the other hand the stability of the target direction was maintained at the auto pilot. The flights were experienced the oscillation of roll and pitch within a wide range of ±6.9°(±0.11 rad) at the manual pilot, but within a stable range of ±2.8°(±0.05 rad) at the auto pilot. Thus, the adaptation of a commercial controller would provide that the friendliness to operator, maintaining the yaw direction and adjusting the spray height and speed during cruise flight.

댜형상 항공기와 연동되는 Plug & Play 방식의 비행제어 OFP 개발

장순용,서성조 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

최신 전투기급 항공기의 비행제어 OFP(Operational Flight Program)은 항공기 안전성에 직접적인 영향을 미치는 항목이며, 모든 개발 및 검증단계에서 철저한 프로세스 중심의 설계와 검증활동을 수행한다. T-50 비행제어 시스템 설계는 항공기의 정밀 제어와 건전성 확보를 위해 항공기 주요 세부계통과의 연동설계를 포함한다. T-50 파생 형상별 요구사항에 따라 비행제어를 포함한 항공기의 세부계통의 변경이 요구된다. 본 논문에서는 비행제어 설계가 파생형상의 개발 시 요구 기능과 항공전자 연동설계를 반영하는 여러 형상의 비행제어 OFP를 개발함에 있어 모든 파생 형상에 대해 조기 전력화, 단일 형상통제 및 개발 비용/기간을 단축할 수 있는 Plug & Play type 가변형 비행제어 OFP의 개발방안을 제안한다. The fighter-class digital flight control OFP(Operational Flight Program) has a vital role in aircraft safety and has to be validated and verified strictly based on Safety of Flight Certificate Process. T-50 Flight Control System interfaces with aircraft"s major subsystem and avionics to maintain fine controllability and system integrity. To implement the multi-customer"s requirements, T-50 derivatives including Flight Control and subsystems are required to improve or change the design. In this paper, the Plug and Play type, integrated single version Flight Control OFP design is proposed to fulfil the multi-customer"s requirement. From the benefit of this proposed design, the Engineering Change Proposal will minimize the development cost and mitigate the delivery date of OFPs.

고기동 전투기 내부루프 제어법칙 개발

김종섭,성재민,양인석,강명수,조인제,황병문 한국방위산업학회 2016 韓國防衛産業學會誌 Vol.23 No.2

비행제어법칙의 내부루프 설계는 불안정하게 설계된 항공기의 안정성을 보장하고, 전비행영역에서 만족스러운 조종성을 부과한다. 대부분의 전투기는 성능이 기 검증된 고전제어방식을 채택하고 있으며, 최근에 운용되고 있는 항공기의 경우에는 고전적인 설계접근 방식을 보완한 모델역변환제어를 적용하고 있는 추세에 있다. 이러한 예로, 초음속 고등훈련기는 종축의 제어법칙에 선형모델을 활용한 모델역변환 제어방식, F-35의 경우에는 종, 횡-방향축 전체의 제어법칙을 비선형 모델을 활용한 모델역변환 제어를 적용한 바 있다. 본 논문에서는 전투기급 항공기의 제어법칙 개발사례를 분석하고, 고기동 전투기에서 필요로 하는 내부루프 비행제어법칙을 제시하고자 한다. 아울러, 고등훈련기 모델을 기반으로 하여 횡-방향축 모델역변환제어를 설계하고, 군사규격서 기반의 요구도를 기준으로 평가한 결과를 제시하였다. The aim of designing the inner-loop flight control law is to satisfy the stability of the RSS(Relaxed Static Stability), and to achieve adequate the handling quality requirement in overall flight envelopment. Traditionally, aircrafts have adopted classical control method of which performances have been verified. However, for modern aircraft, the DMI(Dynamic Model Inversion) is considered as the primary flight control system to improve the design techniques from the previous one; for example, the linearized DMI for longitudinal control of the supersonic advanced trainer, and the nonlinear DMI for lateral-directional control of the F-35. In this paper, flight control laws for various fighter aircrafts are analyzed first, and then the inner-loop flight control law for highly performance aircraft is proposed. Moreover, the DMI is designed as the lateral-directional controller of the advanced trainer; finally, the performance test results based on the requirements established by military specification are provided.

비행 실험을 고려한 모델 불확실성에 강건한 비행 제어 시스템 설계

정연득,심현철 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

현재 개발되거나 운용중인 무인항공기의 비행 제어 시스템은 공력 해석 및 풍동 실험을 통해 구성된 모델을 기반으로 설계된다. 그러나 모델의 오차 및 불확실성으로 인하여 제어 성능이 떨어기거나 제어기의 이득을 조정해야 한다. 이러한 모델 불확실성에도 일정한 비행 성능 확보를 위하여 적응 제어기법이 적용되거나 연구되고 있다. 그러나 대부분의 적응 제어 기법은 높은 샘플링 속도를 요구하며, 고가의 하드웨어에 구현을 필요로 한다. 본 논문에서는 저가의 하드웨어에 구현이 가능한 적응 제어기법을 소개하며, 이를 이용하여 모델 불확실성에도 일정한 제어 성능을 유지할 수 있는 비행 제어시스템을 설계한다. Flight control system which was developed and operated for UAVs is designed using the dynamic model based on the aerodynamic analysis and wind-tunnel test. However, the dynamic mode uncertainties and error can decrease the performance of control systems then we should modify the controller gain for satisfying the goal. The adaptive control method has been studied to keep up the certain performance of the flight test against model uncertainties. However, most of the adaptive controller requires high sampling rate and expensive hardware for implanting real world. In this paper, we present an adaptive control system which can be implemented at low-cost hardware system. We propose a flight control system to achieve design goals such as damping ratio and natural frequency despite model uncertainties. In this study, the performance of the proposed controller is validated in a series of simulation.

실내 자율비행 멀티로터 비행체를 위한 실시간 비행시험 연구

김현(Hyeon Kim),이덕진(Deok Jin Lee) 대한기계학회 2016 大韓機械學會論文集A Vol.40 No.4

멀티로터 비행체는 여러 개의 로터로 이루어진 무인 비행로봇으로서, 로터의 개수에 따라서 트라이로터, 쿼드로터, 헥사로터, 옥토로터 등으로 나누어 진다. 멀티로터는 수직이착륙 및 정지비행과 같은 높은 기동성으로 인하여 다른 무인 비행로봇에 비하여 험준한 산학지역 및 건물이 밀집되어 있는 도심과 같은 지역의 정찰 및 감시 등 여러 응용분야에 유용하게 활용될 수 있다. 하지만, 멀티로터는 불확실한 외부 환경 및 외란의 영향에 쉽게 노출될 수 있어 강건한 자세 및 비행제어 기법의 적용을 필요로 한다. 본 논문에서는 강인제어기법 중 하나인 슬라이딩 모드제어기를 설계 및 임베디드 알고리듬을 구현을 통하여 실시간 실내 비행실험을 위한 시스템을 구성하고, 실시간 위치제어 및 자세 안정화에 대한 실내 비행실험을 수행하였다. 특히, 불확실한 외부환경에 대한 강건한 비행특성을 검증하기 위하여 외란을 삽입하여 비행시험을 통해 성능을 검증하였다. A multi-rotor vehicle is an unmanned vehicle consisting of multiple rotors. A multi-rotor vehicle can be categorized as tri-, quad-, hexa-, and octo-rotor depending on the number of the rotors. Multi-rotor vehicles have many advantages due to their agile flight capabilities such as the ability for vertical take-off, landing and hovering. Thus, they can be widely used for various applications including surveillance and monitoring in urban areas. Since multi-rotors are subject to uncertain environments and disturbances, it is required to implement robust attitude stabilization and flight control techniques to compensate for this uncertainty. In this research, an advanced nonlinear control algorithm, i.e. sliding mode control, was implemented. Flight experiments were carried out using an onboard flight control computer and various real-time autonomous attitude adjustments. The feasibility and robustness for flying in uncertain environments were also verified through real-time tests based on disturbances to the multi-rotor vehicle.

Backstepping 기법을 이용한 유기적 비행 어레이의 제어시스템 설계

오복영(Bokyoung Oh),정준호(Junho Jeong),김승균(Seungkeun Kim),석진영(Jinyoung Suk) 한국항공우주학회 2017 韓國航空宇宙學會誌 Vol.45 No.9

본 연구에서는 재형상 특성을 지닌 유기적 비행 어레이의 비행 제어 시스템 설계에 대한 내용을 제안하였다. 단일 덕티드팬의 결합과 분리를 기반으로 구성되는 유기적 비행 어레이는 주어진 임무나 주변 상황에 대해 유기적으로 어레이 형상을 변화시킬 수 있는 장점을 가진다. 이와 더불어 덕티드팬 비행체 기반이기 때문에 호버링이 가능하여 실내 정찰, 통신 중계, 레이더 재밍과 같은 미션에 유용하게 사용 된다. 비행 어레이의 동역학 모델링은 단일 덕티드팬 비행체의 동역학 모델을 기반으로 구성되며, 비선형 제어기법을 적용하기 위해 어파인 형태의 동역학 식에 대한 유도를 수행한다. 비행체 자세 제어를 위해 Backstepping 제어기법을 적용하였으며 PID 제어기법을 통해 위치 제어 루프를 구현한다. 또한 수치 시뮬레이션을 통해 제안 된 제어기가 주어진 상황에서 충분한 성능을 보이는지를 검증하였다. This paper proposes a flight control system for an organic flight array(OFA) which has a new configuration to consist of multi modularized ducted-fan unmanned aerial vehicles(UAVs). The OFA is able to apply to various missions such as indoor reconnaissance, communication relay, and radar jamming by using capability of hover flight. The OFA has a distinguished advantage due to reconfigurable structure to assemble or separate with respect to its missions or operational conditions. A dynamic modelling of the OFA is derived based on equations of motion of the single ducted-fan modules. In order to apply nonlinear control method, an affine system of attitude dynamics is derived. Moreover, the control system is composed of a back-stepping controller for attitude control and a PID controller for position control. Then the performance of the proposed controller is verified via a numerical simulation under wind disturbance.

3중 비행제어시스템의 다중화 기법 설계

박성한(Sung-Han Park),김재용(Jae-Yong Kim),조인제(In-Je Cho),황병문(Byung-Moon Hwang) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.2

3중 비행제어시스템이 종래의 4중 비행제어시스템과 유사한 수준의 시스템 신뢰성과 이중 결함시의 안전한 운용성능을 제공하기 위해서는 기존의 고전적인 다중화 설계기법에 많은 변경과 수정이 필요하다. 이에 따라 국내에서 개발된 고등훈련기급의 3중 비행제어시스템 다중화 설계기법은 4중 시스템과 동일한 수준의 생존성을 확보하기 위해서 3중 시스템의 핵심인 비행제어컴퓨터의 입출력 프로세서와 메인 프로세서를 기능적으로 분리시켜 상호 고장에 대한 영향성을 최소화키고, 시스템의 치명적인 결함을 검출하기 위해서 특별한 고장 분석 기법과 격리 알고리즘을 적용하여 비행제어시스템의 안정성과 신뢰도가 보장되도록 설계하였다. 본 논문은 이러한 다중 시스템 구조와 고장관리 설계기법을 소개하고 설계된 3중 비행제어시스템의 손실율 분석을 통해서 기존 신뢰성 요구도가 만족됨을 해석적으로 입증하였으며, 또한 3중 비행제어시스템의 각종 고장모드에 대한 시스템 영향성 및 안정성 시험을 통해서 그 성능을 검증하였다. 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 same 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.

테일 시터 방식 수직 이착륙 무인기의 다중 비행 모드 제어 시스템 설계 및 비행 실험

정연득,조성욱,심현철 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

수직 이착륙이 가능하며 높은 효율의 수평 비행이 가능한 테일 시터 항공기에 대한 관심이 높아지고 있다. 테일 시터 방식의 비행체는 수직, 수평, 천이 비행이라는 다중 비행 모드를 가지고 있다. 그 중에서 수직 비행과 수평 비행을 이어주는 천이 비행은 테일 시터 운용에서 가장 중요한 과정이다. 본 논문에서는 수직, 수평, 천이 비행 제어기에 대한 설계 및 적용을 소개한다. 고전제어 기법을 사용하여 PD 제어기를 설계하고 비행 조건에 대해서 스케줄링을 수행하여 자세 제어기를 설계한다. 비행 과정에서 발생할 수 있는 모델링 오차, 외형 손상 및 고장, 불확실성에 능동적으로 대처하기 위하여 L1 적응 제어기를 설계한 결과를 제시한다. A possible solution for such application is tail-sitters, which takes off vertically and transitions into a horizontal flight. During the entire mission of a tail-sitter from take-off to landing, it goes through largely varying dynamic characteristics. In this paper, we propose a set of controllers for horizontal, vertical, and transition flight regimes. Especially, for transition, in conjunction with conventional multi-loop feedback, we use L1 adaptive control to supplement the linear controllers. The proposed controller were first validated with simulation models and then validated in actual flight tests to successfully demonstrate its capability to control the vehicle over the entire operating range.

모델 변화에 강건한 테일 시터 무인기의 제어 시스템 연구

정연득,조성욱,심현철 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.4

수직 이착륙이 가능하며 높은 효율의 수평 비행이 가능한 테일 시터 항공기에 대한 관심이 높아지고 있다. 테일 시터 방식의 비행체는 수직, 수평, 천이 비행이라는 총 3 개의 다중 비행 모드를 가지고 있다. 그 중에서 수직 비행과 수평 비행을 이어주는 천이 비행은 테일 시터 운용에서 가장 중요한 과정이다. 본 논문에서는 수직, 수평, 천이 비행 제어기에 대한 설계 및 적용을 소개한다. 고전제어 기법을 사용하여 PID 제어기를 설계하고 비행 조건에 대해서 스케줄링을 수행하여 기반 제어기를 설계한다. 비행과정에서 발생할 수 있는 모델링 오차, 외형 손상 및 고장, 불확실성에 능동적으로 대처하기 위하여 L1 적응 제어기를 설계한다. There is renewed interest in Tail Sitter airplanes on account of their vertical takeoff and landing as well as efficient horizontal flight capabilities. The transition from vertical near-hover mode to a horizontal cruise mode is a critical component of the Tail Sitter flight profile. This paper presents the first synthesis and application of a transition controller to a Tail Sitter UAV. For practical reasons, linear controllers are designed using the PID technique and linked by gain scheduling. L1 adaptive controller complements limits of PID controller to consider the coupling effect, reduce effort for appropriate gain selection, and improve tracking performance over different points of operation. The transition trajectory is controlled by the flight velocity and path angle using Dynamic Inversion.

모델 변화에 강건한 테일 시터 무인기의 천이 비행 연구

정연득,심현철 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.4

수직 이착륙이 가능하며 높은 효율의 수평 비행이 가능한 테일 시터 항공기에 대한 관심이 높아지고 있다. 수직 비행과 수평 비행을 이어주는 천이 비행은 테일 시터 운용에서 가장 중요한 과정이다. 본 논문에서는 천이 비행 제어기에 대한 설계 및 적용을 소개한다. 고전제어 기법을 사용하여 PID 제어기를 설계하고 비행 조건에 대해서 스케줄링을 수행하여 기반 제어기를 설계한다. 천이 비행 과정에서 발생할 수 있는 모델링 오차, 외형 손상 및 고장, 불확실성에 능동적으로 대처하기 위하여 L1 적응 제어기를 설계한다. 천이 비행 궤적을 제어하기 위하여 모델 역변환 기법을 사용하여 비행 속도 및 비행 경로각을 생성한다. There is renewed interest in Tail Sitter airplanes on account of their vertical takeoff and landing as well as efficient horizontal flight capabilities. The transition from vertical near-hover mode to a horizontal cruise mode is a critical component of the Tail Sitter flight profile. This paper presents the first synthesis and application of a transition controller to a Tail Sitter UAV. For practical reasons, linear controllers are designed using the PID technique and linked by gain scheduling. L1 adaptive controller complements limits of PID controller to consider the coupling effect, reduce effort for appropriate gain selection, and improve tracking performance over different points of operation. The transition trajectory is controlled by the flight velocity and path angle using Dynamic Inversion.