KR101021801B1 - 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법 - Google Patents

적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법 Download PDF

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Abstract

본 발명에 따른 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법은, 항공기의 운항 중 상기 항공기의 정상적인 조종을 방해하는 돌풍이 발생한 경우 상기 돌풍의 방향 및 속도를 추정하는 단계; 조종면 구동기가 고정되는 고장 발생을 모델링하되, 상기 추정된 돌풍의 방향에 따라 기입력된 모델 출력벡터와 미지입력 관측기에 의한 추정 출력벡터를 비교하여 복수의 조종면 중에 하나의 조종면의 고장여부를 판단하는 고장검출단계; 상기 모델 출력벡터와 상기 추정 출력벡터를 비교하여 상기 복수의 조종면 중 고장이 발생된 조종면을 구분하는 고장분리단계; 적응기법을 통해 상기 고장이 발생된 조종면의 고정각도를 추정하는 고장위치 추정단계; 및 상기 고장검출단계에서 검출된 고장을 반영하여 새로운 고장을 검출할 수 있도록 알고리즘을 재형성하는 재형성단계를 포함하는 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법을 포함한다.
개시된 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법은, 조종면 구동기 고장 발생시 1초 내에 고장이 발생된 조종면과 고정된 각도까지 추정함으로써 무인항공기의 생존성과 신뢰성을 향상시킬 수 있다.
조종면, 구동기, 관측기, 무인항공기, 고장진단

Description

적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법{Actuator fault diagnosis of UAVs using adaptive unknown input observers}
본 발명은 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법에 관한 것으로, 더욱 자세하게는 조종면 구동기 고장 발생시 고장이 발생된 조종면을 인식할 뿐만 아니라 고정된 각도까지 추정함으로써 무인항공기의 생존성과 신뢰성을 높일 수 있는 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법을 제공하는 것을 목적으로 한다.
항공기의 운항시 항공기의 조종면 구동기에 고장이 발생되어 조종면이 특정한 위치에 고정되어 움직이지 않을 수 있다. 일반적으로 상기 조종면 고장의 경우에 하드웨어 또는 소프트웨어상의 방법으로 자동조종이 가능토록 하는 연구가 진행되고 있다.
상기 소프트웨어의 방법은 하드웨어적인 방법에 비하여 중량을 감소시킬 수 있고, 공간을 효율적으로 이용할 수 있으며, 추가비용의 발생을 줄일 수 있는 점에서 선호되고 있다.
상기와 같은 항공기의 조종면 구동기에 고장이 발생된 경우에는, 고장발생여부를 알아내는 고장검출, 어느 조종면에서 고장이 발생됐는지를 알아내는 고장분리 및 상기 고장이 발생된 조종면에 따라 알고리즘을 재형성하는 과정이 필요하다.
상기와 같은 조종면 구동기의 고장검출 및 고장분리를 위해서 많이 사용되는 방법 중 하나가 관측기(observer)를 이용한 것이다.
상기 관측기라 함은 주어진 항공기의 수학적 동역학 모델을 이용하여 항공기의 상태를 추정 또는 관측하는 소프트웨어로 구현되는 기법을 의미한다.
도 1은 종래기술에 따른 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법의 알고리즘이 도시된 블록선도이다.
종래기술에 따른 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법은, 조종면 구동기가 고정되는 고장 발생을 모델링한 모델 출력벡터와 관측기에 의한 추정 출력벡터를 비교하여 조종면의 고장여부를 판단하는 고장판단단계를 포함한다.
즉 상기 조종면이 고정되는 고장이 발생된 경우 상기 모델 출력벡터와 관측기에 의한 추정 출력벡터의 차인 잔차가 0이 되며, 이를 통해 고장여부를 인식하게 된다.
그러나 종래기술에 따른 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법은 조종면의 고장여부만을 판단하거나, 두 개 이상의 조종면이 고정되는 고장 발생시 고정된 각도를 추정하지 못하기 때문에 재형성제어를 성공적으로 수행하기 어려운 경우가 대부분이다.
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 창안된 것으로서, 항공기의 운항시 돌풍 등의 외란이 발생되더라도 강건하게 고장진단을 수행할 수 있으며, 고장이 발생된 두 개 이상의 조종면의 위치를 파악할 수 있는 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법을 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명에 따른 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법은, 항공기의 운항 중 상기 항공기의 정상적인 조종을 방해하는 돌풍이 발생한 경우 상기 돌풍의 방향 및 속도를 추정하는 단계; 조종면 구동기가 고정되는 고장 발생을 모델링하되, 상기 추정된 돌풍의 방향 및 속도에 따라 기입력된 모델 출력벡터와 미지입력 관측기에 의한 추정 출력벡터를 비교하여 복수의 조종면 중에 하나의 조종면의 고장여부를 판단하는 고장검출단계; 상기 모델 출력벡터와 상기 추정 출력벡터를 비교하여 상기 복수의 조종면 중 고장이 발생된 조종면을 구분하는 고장분리단계; 적응기법을 통해 상기 고장이 발생된 조종면이 고정된 각도를 추정하는 고장위치 추정단계; 및 상기 고장검출단계에서 검출된 고장을 반영하여 새로운 고장을 검출할 수 있도록 알고리즘을 재형성하는 재형성단계를 포함한다.
상기 고장검출단계는, 상기 복수의 조종면 중 적어도 어느 하나의 조종면에 서 상기 모델 출력벡터와 추정 출력벡터의 차인 잔차가 0이고, 나머지 조종면에서 잔차가 0이 아닌 경우에 고장으로 판단할 수 있다.
상기 고장위치판단단계는, 상기 잔차가 0인 조종면을 고장위치로 판단할 수 있다.
상기 미지입력 관측기는 [수학식 7]로 이루어지고, 상기 적응기법은 [수학식 8]로 이루어질 수 있다
[수학식 7]
Figure 112008087494082-pat00001
[수학식 8]
Figure 112008087494082-pat00002
.
본 발명에 따른 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법은, 적응 미지입력 관측기를 통해 1초 내에 고정된 각도까지 추정함으로써 무인항공기의 생존성과 신뢰성을 향상시킬 수 있다.
본 발명에 따른 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법은 돌풍 등의 외란이 발생된 경우라도 조종면의 고장여부 및 고장이 발생된 조종면의 위치를 파악할 수 있는 장점이 있다.
또한, 본 발명에 따른 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법은, 둘 이상의 조종면에 고장이 발생되더라도 빠르게 고장난 조종면의 위치를 파악할 수 있는 이점이 있다.
이하, 첨부된 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 바람직한 실시예를 상세히 설명한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여, 본 발명의 기술적 사상에 부합되는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.
따라서 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서, 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해해야한다.
도 2는 본 발명에 따른 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법의 알고리즘이 도시된 블록선도, 도 3은 본 발명에 따른 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법의 미지입력 관측기와 적응기법이 도시된 블록선도이다.
본 발명의 실시예에서 i번째 조종면 구동기가 고정되는 고장 발생 시 항공기의 선형모델은 [수학식 1]에 의해 표현된다.
[수학식 1]
Figure 112008087494082-pat00003
여기서, x(t)는 상태변수, u(t)는 제어입력, d(t)는 돌풍과 같은 외란, y(t)는 출력벡터(측정치)이며, A,B,C는 시스템 행렬, E는 외란분산행렬, i = 1,...,p는 i번째 구동기 고장을,
Figure 112008087494082-pat00004
는 B의 i번째 열을 0으로 한 B 행렬,
Figure 112008087494082-pat00005
는 B의 i번째 열벡터,
Figure 112008087494082-pat00006
는 i번째 입력 즉, 고장에 해당되는 고정된 각도이다.
본 실시예에서, 상기 y(t)는 상기 조종면 구동기가 고정되는 고장 발생을 모델링한 모델 출력벡터이다. 또한, E에는 상기 돌풍의 방향 및 속도가 입력된다.
한편, 고정된 위치는 실제로 알 수 없으므로
Figure 112008087494082-pat00007
를 추정한 추정치, 즉 조종면의 고정각도 추정치(
Figure 112008087494082-pat00008
)를 구하는 것이 고장진단의 최종목적이 된다.
상기
Figure 112008087494082-pat00009
를 구하기 전 조종면 구동기의 고장여부를 판단하는 고장검출단계 와 고장 난 조종면 구동기의 위치를 알아내는 고장분리단계가 수행되어야 한다.
즉, 상기 고장검출단계에서는, 상기 조종면 구동기가 고정되는 고장 발생을 모델링한 모델 출력벡터 y(t)와 미지입력 관측기에 의한 추정벡터
Figure 112008087494082-pat00010
의 차인 잔차
Figure 112008087494082-pat00011
만 0인 경우에 조종면 구동기의 고장으로 판단한다.
또한, 상기 고장분리단계는, 미지입력 관측기를 이용하여 고장난 구동기에 대한 관측기가 생성하는 잔차만 0이 되고 나머지 구동기에 대한 잔차는 0이 되는 않는 것을 통해 고장 난 구동기의 위치를 알아내는 것이다.
관측기를 설계하기 위한 상태방정식은 [수학식 2]와 같다.
[수학식 2]
Figure 112008087494082-pat00012
상기 [수학식 2]는 i번째 구동기가 고장의 경우 [수학식 1]이 됨을 알 수 있다.
일반적으로 사용되는 미지입력 관측기는 아래의 [수학식 3]과 같다.
[수학식 3]
Figure 112008087494082-pat00013
Figure 112008087494082-pat00014
: 관측기의 상태변수(observer state vector),
Figure 112008087494082-pat00015
: 상태변수의 추정치(estimated state vector).
여기서, F, G, K, H는 상기 추정오차가 0이 되도록 설계되는 행렬이며, K = (
Figure 112008087494082-pat00016
+
Figure 112008087494082-pat00017
)이다.
상기 [수학식 2]와 [수학식 3]에 의해 추정오차 (
Figure 112008087494082-pat00018
)는 [수학식 4]로 전개됨을 알 수 있다.
[수학식 4]
Figure 112008087494082-pat00019
즉, 추정오차
Figure 112008087494082-pat00020
는 [수학식 5]와 같다.
[수학식 5]
Figure 112008087494082-pat00021
여기서, 상기 [수학식 5]를 통해 상기 관측기의 추정오차가 상태변수, 출력 y(t) 및 외란벡터와 무관함을 알 수 있다.
상기 [수학식 5]에서 i번째 구동기 고장에 대해
Figure 112008087494082-pat00022
는
Figure 112008087494082-pat00023
이므로 우변의 두 번째 항은 사라지고,
Figure 112008087494082-pat00024
는 실제로 고정된 입력
Figure 112008087494082-pat00025
가 되며 우변 끝항
Figure 112008087494082-pat00026
는 추정치
Figure 112008087494082-pat00027
가 된다. 상기 F의 특이치를 모두 음이 되도록 설계하고,
Figure 112008087494082-pat00028
를 추정하면 i번째 조종면 구동기의 잔차
Figure 112008087494082-pat00029
는 0이 된다.
여기서 다른 조종면 구동기에 대한 잔차는 0이 아니기 때문에 상기 고장분리가 수행된다.
즉, 상기 [수학식 5]에 j를 대입한 j번째 조종면 구동기의 잔차
Figure 112008087494082-pat00030
는 [수학식 6]에 의해 0이 아니다.
[수학식 6]
Figure 112008087494082-pat00031
즉, i번째 조종면 구동기가 고정되는 고장에 대해
Figure 112008087494082-pat00032
와
Figure 112008087494082-pat00033
는 같아질 수 있지만, 고장에 해당하는 고정된 값
Figure 112008087494082-pat00034
와 실제 명령
Figure 112008087494082-pat00035
는 같아질 수 없으므로
Figure 112008087494082-pat00036
는 0이 될 수 없다.
따라서
Figure 112008087494082-pat00037
를 추정하면,
Figure 112008087494082-pat00038
만이 0이 되어 고장검출 및 고장분리가 가능하다.
다음, 적응기법을 통해 잔차
Figure 112008087494082-pat00039
를 이용한
Figure 112008087494082-pat00040
를 구하는 방법을 설명한다.
즉, 본 발명에 따른 적응 미지입력 관측기는 상기 미지입력 관측기와 적응기법을 통해 완성된다.
상기
Figure 112008087494082-pat00041
는 모르는 값이므로
Figure 112008087494082-pat00042
을 [수학식 3]에 대입하면 다음 [수학식 7]과 같다.
[수학식 7]
Figure 112008087494082-pat00043
F, G, K, H는 상기 추정오차
Figure 112008087494082-pat00044
가 0이 되도록 설계되는 행렬이다.
상기 조종면의 고정각도 추정치
Figure 112008087494082-pat00045
는 다음 [수학식 8]의 적응기법을 통해 구할 수 있다.
[수학식 8]
Figure 112008087494082-pat00046
상기
Figure 112008087494082-pat00047
는 수렴속도에 영향을 미치는 양수이고, C는 출력행렬, G는 상기 추정오차가 0이 되도록 설계되는 행렬,
Figure 112008087494082-pat00048
는 잔차이며,
Figure 112008087494082-pat00049
는 시스템행렬 B의 i번째 열벡터이고, P는 리아프노프 방정식, 즉 [수학식 9]를 만족시키는 대칭 양한정 행렬이다.
[수학식 9]
Figure 112008087494082-pat00050
상기 Q 또한 임의의 대칭 양한정 행렬이고, 잔차
Figure 112008087494082-pat00051
는 다음 [수학식 10]과 같이 정의된다.
[수학식 10]
Figure 112008087494082-pat00052
상기 [수학식 5]로부터
Figure 112008087494082-pat00053
의 도함수는 다음 [수학식 11]과 같다.
[수학식 11]
Figure 112008087494082-pat00054
Figure 112008087494082-pat00055
는
Figure 112008087494082-pat00056
에 대한 추정오차이다.
여기서 상기
Figure 112008087494082-pat00057
와
Figure 112008087494082-pat00058
는 지수적으로 수렴됨이 보장되어야 하며, 이를 위해 다음 [수학식 12]와 같은 리아노프함수를 도입하여
Figure 112008087494082-pat00059
와
Figure 112008087494082-pat00060
의 수렴 안정성을 보인다.
[수학식 12]
Figure 112008087494082-pat00061
상기 [수학식 10], [수학식 11] 및
Figure 112008087494082-pat00062
을 이용하면
Figure 112008087494082-pat00063
는 [수학식 13]과 같다.
[수학식 13]
Figure 112008087494082-pat00064
상기 [수학식 8]을 상기 [수학식 13]에 대입하면, 다음 [수학식 14]가 된다.
[수학식 14]
Figure 112008087494082-pat00065
rank(C) = n 이므로,
Figure 112008087494082-pat00066
역시 대칭 양한정 행렬이 되고, F의 특이치가 모두 음이므로 다음의 리아프노프 방정식 즉, [수학식 15]를 만족하는 대칭 향한정 행렬
Figure 112008087494082-pat00067
가 존재한다.
[수학식 15]
따라서, 본 발명에 따른 적응 미지입력 관측기의 수렴 안정성이 증명되었다.
다음 선형 시변시스템에 대한 다음 [수학식 16]에 의해
Figure 112008087494082-pat00069
와
Figure 112008087494082-pat00070
의 지수적 수렴성이 증명된다.
[수학식 16]
Figure 112008087494082-pat00071
여기서 F는 Hurwitz이고 M(t)는 bounded & Globally Lipschitz이다.
상기 [수학식 8]과 [수학식 11]로부터 오차 방정식은 다음 [수학식 17]과 같이 표현된다.
[수학식 17]
Figure 112008087494082-pat00072
상기 [수학식 17]은 상기 [수학식 16]의 형태와 일치하므로
Figure 112008087494082-pat00073
와
Figure 112008087494082-pat00074
는 0에 지수적으로 수렴됨이 증명되었다.
상기와 같이 구성된 본 발명에 따른 항공기의 조종면 고장진단방법의 작용효과를 설명하면 다음과 같다.
도 4는 본 발명에 따른 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법이 도시된 순서도이다.
본 발명에 따른 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법은, 항공기의 운항 중 상기 항공기의 정상적인 조종을 방해하는 돌풍이 발생한 경우 상기 돌풍의 방향 및 속도를 추정하는 단계(S2)와, 조종면 구동기가 고정되는 고장 발생을 모델링하되, 상기 추정된 돌풍의 방향 및 속도에 따라 기입력된 모델 출력벡터와 미지입력 관측기에 의한 추정 출력벡터를 비교하여 복수의 조종면 중에 하나의 조종면의 고장여부를 판단하는 고장검출단계(S4)와, 상기 모델 출력벡터와 상기 추정 출력벡터를 비교하여 상기 복수의 조종면 중 고장이 발생된 조종면을 구분하는 고장분리단계(S5)와, 적응기법을 통해 상기 고장이 발생된 조종면이 고정된 각도를 추정하는 고장위치 추정단계(S6)와, 상기 고장검출단계에서 검출된 고장을 반영하여 새로운 고장을 검출할 수 있도록 알고리즘을 재형성하는 재형성단계(S7)를 포함한다.
상기 고장검출단계(S4)는, 상기 복수의 조종면 중 적어도 어느 하나의 조종면에서 상기 모델 출력벡터와 추정 출력벡터의 차인 잔차가 0이고, 나머지 조종면 에서 잔차가 0이 아닌 경우에 고장으로 판단한다.
상기 고장분리단계는, 상기 잔차가 0인 조종면을 고장위치로 판단한다.
즉, 상기 [수학식 12]내지 [수학식 17]에 통해 상기
Figure 112008087494082-pat00075
와
Figure 112008087494082-pat00076
가 지수적으로 수렴함을 통해 고장에 의해 고정된 조종면과 조종면의 고정각도를 추정할 수 있다.
상기와 같이 고장검출단계(S4), 고장분리단계(S5), 고장위치 추정단계(S6) 및 재형성단계(S7)가 완료되면, 고장난 조종면에 따라 관측기의 구조를 변경하는 관측기 구조 변경단계(S8)가 더 포함될 수 있다.
이상과 같이, 본 발명은 비록 한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 이것에 의해 한정되지 않으며 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 본 발명의 기술 사상과 아래에 기재될 청구범위의 균등 범위 내에서 다양한 수정 및 변형이 가능함은 물론이다.
도 1은 종래기술에 따른 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법의 알고리즘이 도시된 블록선도,
도 2는 본 발명에 따른 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법의 알고리즘이 도시된 블록선도,
도 3은 본 발명에 따른 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법의 적응 미지입력 관측기가 도시된 블록선도이다.
도 4는 본 발명에 따른 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법이 도시된 순서도이다.

Claims (4)

  1. 항공기의 운항 중 상기 항공기의 정상적인 조종을 방해하는 돌풍이 발생한 경우 상기 돌풍의 방향 및 속도를 추정하는 단계;
    조종면 구동기가 고정되는 고장 발생을 모델링하되, 상기 추정된 돌풍의 방향 및 속도에 따라 기입력된 모델 출력벡터와 미지입력 관측기에 의한 추정 출력벡터를 비교하여 복수의 조종면 중에 하나의 조종면의 고장여부를 판단하는 고장검출단계;
    상기 모델 출력벡터와 상기 추정 출력벡터를 비교하여 상기 복수의 조종면 중 고장이 발생된 조종면을 구분하는 고장분리단계;
    적응기법을 통해 상기 고장이 발생된 조종면이 고정된 각도를 추정하는 고장위치 추정단계; 및
    상기 고장검출단계에서 검출된 고장을 반영하여 새로운 고장을 검출할 수 있도록 알고리즘을 재형성하는 재형성단계를 포함하는 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 고장검출단계는,
    상기 복수의 조종면 중 적어도 어느 하나의 조종면에서 상기 모델 출력벡터와 추정 출력벡터의 차인 잔차가 0이고, 나머지 조종면에서 잔차가 0이 아닌 경우 에 고장으로 판단하는 것을 특징으로 하는 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법.
  3. 청구항 2에 있어서,
    상기 고장분리단계는,
    상기 잔차가 0인 조종면을 고장위치로 판단하는 것을 특징으로 하는 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법.
  4. 청구항 1에 있어서,
    상기 미지입력 관측기는 [수학식 7]로 이루어지고,
    상기 적응기법은 [수학식 8]로 이루어지는 것을 특징으로 하는 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법
    [수학식 7]
    Figure 112008087494082-pat00077
    [수학식 8]
    Figure 112008087494082-pat00078
    .
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