고체 연료 발사체의 상승 구간 위상 안정화 제어 알고리즘의 설계 기법 = Phase-Stabilizing Ascent Attitude Control Algorithm Design for Solid Fuel Launch Vehicle

국문 초록 (Abstract)

본 연구에서는 고체 발사체의 공력 상승 구간을 위한 최적화 기반의 선형 제어 알고리즘 설계 방안을 제시한다. 제안된 자세 제어 구조에서는 고전적인 비례-미분 되먹임 제어를 통해 공력 안정화를 수행하며, 특히 동체 굽힘 현상의 위상 안정화를 위해 구조 필터를 도입하였다. 본 연구에서는 상승 구간에서 빠르게 변화하는 발사체 및 환경 변수들을 고려하여 시간에 대해 스케쥴링 된 제어 설계 변수를 사용하며, 각 시간 설계점에 대해 주어진 안정성 및 설계 규격을 만족하는 제어 변수를 찾기 위해 최적화 문제들을 정의한 후, 휴리스틱 최적화 기법을 통해 해결하였다. 이때, 구조 필터 설계와 되먹임 제어 알고리즘 사이의 상호보완 관계를 해결하기 위해 반복적 최적화 구조를 제안하여 최적의 제어 변수를 찾을 수 있도록 하였다. 제안된 설계 기법은 몬테-카를로 추출 기반의 선형 분석과 고충실도 6 자유도 시뮬레이션을 통해 검증되었으며, 제안된 기법이 발사체 제어 알고리즘 설계의 보조나, 제어 알고리즘의 자동 획득에 기여할 수 있음을 보였다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

This study introduces a new optimization-based methodology in linear attitude controller design, specifically for solid launch vehicles during atmospheric ascent phase. A conventional proportional-derivative (PD) feedback structure with dedicated structural filter are employed to stabilize aerodynamic instability and phase-stabilize the structural bending effects. Considering rapidly time-varying nature of launch vehicle states and environments, we devise set of optimization problems to obtain time-scheduled design parameters that satisfies prescribed design criteria by heuristic optimization algorithm. Moreover, the iterative optimization scheme is proposed to resolve the trade-off relationship between the feedback algorithm and the filter. The effectiveness of the proposed methodology is verified by extensive Monte-Carlo sampling based linear analysis and high-fidelity 6-DOF simulations, thereby underlining the proposed method’s capabilities in assisting heuristic design process for engineers or automatically attaining optimal control parameters.