KR102093746B1 - 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법 - Google Patents

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Abstract

본 발명은, 조종간의 조작에 따른 기준입력을 수신하는 단계, 항공기의 현재 상태를 측정한 상태값을 수신하는 단계, 측정된 상태값을 근거로 강기 기준입력에 대한 동적 요구 이득을 결정하는 동적 요구 이득 결정단계 및 동적 요구 이득을 적용한 이후 항공기의 수학적 모델을 동적모델 역변환하여 제어입력을 생성하는 제어입력 생성단계를 포함하는 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법에 관한 것이다.
본 발명에 따른 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법은 시간지연 및 비행 요구도를 반영하여 제어이득을 생성하고, 모델기반 비선형 동적 모델역변환 제어를 수행하므로 안정성이 향상되며, 비행체의 개발 중 발생되는 형상변경 및 실제 비행중에 발생하는 항공기의 다양한 동적 특성 변화에 일괄적으로 적용가능하므로 범용성을 확보할 수 있다.

Description

각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법{CONTROL METHOD OF AIRCRAFT BASED ON ANGULAR ACCELERATION INFORMATION}
본 발명은 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법에 관한 것이며, 보다 상세하게는 각가속도 정보를 이용한 모델 기반 비선형 동적 모델역변환 제어에 관한 것이다.
항공제어 기술은 고전적으로 대상 비행체의 특성을 수학적으로 모델링한 수학식을 활용하여 이루어졌다. 고전적인 방식은 모델기반(Model-Based)으로 분류하며, 특정 비행상태에 따른 항공기의 수학적 모델을 다수 마련해 놓으며, 상황에 맞는 모델을 선택하여 제어에 활용하게 된다. 그러나 이러한 종래기술은 모델링으로 전개한 영역 이외의 영역에 대하여는 오차(Error)를 필수적으로 동반하게 되며, 해당 오차의 크기에 따라 비행체의 안정성에 큰 영향을 미친다. 또한 항공기의 운용중에 항공기의 물적특성이 달라짐에 따라 모델이 달라져 안성성이 낮아지게 된다. 이러한 문제점을 해결하기 위한 기술로서 무게중심의 변화를 최소화하는 기술이 대한민국 등록특허 제1,445,221호 가개시되어 있다.
그러나, 종래기술은 물리적 특성변화를 줄이기 위한 방법은 항공기의 운용에 따른 물리적 특성을 능동적으로 변화시키기 어려우며, 풍동시험을 통하여 비행체의 비행특성에 대하여 모사된 모델을 선택하더라도 실제 비행할 때의 물리적 특성과는 오차가 발생하여 안성정이 낮아지는 문제점이 있다.
대한민국 등록특허 제1,445,221호(2014.05.07.공개)
본 발명은 전술한 종래의 비행체 제어방법의 문제점인 안정성을 향상시킬 수 있는 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법을 제공하는 것에 그 목적이 있다.
상기 과제의 해결 수단으로서, 조종간의 조작에 따른 기준입력을 수신하는 단계, 항공기의 현재 상태를 측정한 상태값을 수신하는 단계, 측정된 상태값을 근거로 강기 기준입력에 대한 동적 요구 이득을 결정하는 동적 요구 이득 결정단계 및 동적 요구 이득을 적용한 이후 항공기의 수학적 모델을 동적모델 역변환하여 제어입력을 생성하는 제어입력 생성단계를 포함하는 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법이 제공될 수 있다.
여기서, 상태값을 수신하는 단계는 항공기의 하나의 지점에서 각가속도(angular acceleration) 센서를 이용하여 측정된 값을 수신할 수 있다.
한편, 동적 요구 이득은 항공기의 구동기, 센서 및 비행제어 컴퓨터 중 적어도 하나의 요소에서 발생되는 시간지연을 반영하여 계산되며, 항공기의 비행조건에 따른 비행성 요구도 조건을 만족시킬 수 있도록 계산될 수 있다.
나아가, 동적 요구 이득은 동적 요구 이득 데이터로부터 선택되며, 동적 요구 이득 데이터는, 비행조건을 설정하는 단계, 비행조건에 따른 정상상태를 산출하는 TRIM 산출 단계, 비행조건에 따른 비행요구도를 생성하는 단계, 비행조건에서 항공기의 선형 모델을 생성하는 단계, 선형 모델로부터 On-Board Model(OBM)을 생성하는 단계 및 비행요구도를 반영하여 동적 요구 이득을 결정하는 단계가 수행되어 기 설정될 수 있다.
그리고, 동적 요구 이득을 결정하는 단계는 각가속도 센서에서 측정되는 값을 반영하여 계산될 수 있다.
또한, 동적 요구 이득 데이터는 비행조건을 설정하는 단계 내지 동적 요구 이득을 결정하는 단계를 비행조건에 따라 반복수행하여 획득한 데이터를 취합하여 생성될 수 있다.
본 발명에 따른 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법은 시간지연 및 비행요구도를 반영하여 제어이득을 생성하고, 모델기반 비선형 동적 모델역변환 제어를 수행하므로 안정성이 향상되며, 비행체의 개발 중 발생되는 형상변경 및 실제 비행 중에 발생하는 항공기의 다양한 동적 특성 변화에 일괄적으로 적용가능하므로 범용성을 확보할 수 있다.
도 1은 본 발명에 따른 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법의 순서도이다.
도 2는 동적 요구 이득 데이터를 획득하는 방법의 순서도이다.
도 3은 본 발명의 제어 시스템을 나타낸 블록도이다.
도 4는 본 발명에 따른 제어방법이 적용되었을 때의 기동에 따른 상태를 나타낸 그래프이다.
이하, 본 발명의 실시 예에 따른 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법에 대하여, 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명한다. 그리고 이하의 실시예의 설명에서 각각의 구성요소의 명칭은 당업계에서 다른 명칭으로 호칭될 수 있다. 그러나 이들의 기능적 유사성 및 동일성이 있다면 변형된 실시예를 채용하더라도 균등한 구성으로 볼 수 있다. 또한 각각의 구성요소에 부가된 부호는 설명의 편의를 위하여 기재된다. 그러나 이들 부호가 기재된 도면상의 도시 내용이 각각의 구성요소를 도면내의 범위로 한정하지 않는다. 마찬가지로 도면상의 구성을 일부 변형한 실시예가 채용되더라도 기능적 유사성 및 동일성이 있다면 균등한 구성으로 볼 수 있다. 또한 당해 기술분야의 일반적인 기술자 수준에 비추어 보아, 당연히 포함되어야 할 구성요소로 인정되는 경우, 이에 대하여는 설명을 생략한다.
본 발명에서 활용되는 항공기의 비선형 동적 모델 역변환에 대하여 설명하면 다음과 같다.
전투기의 경우 저피탐성과 고기동성을 동시에 만족하기 위하여 정적으로 불안정한 형상을 갖도록 설계된다. 따라서 불안정하게 설계된 항공기에 안정성을 보장하고 비행요구도를 만족하기 위하여 고도로 발달된 디지털 제어기술이 적용된 제어계통이 탑재된다.
동적 모델 역변환 제어는 항공기의 동역학을 비행제어법칙에 삽입하여 항공기의 동역학적 특성을 제거하고, 설계자가 요구하는 동특성을 갖게하여 비행성 및 조종성을 향상시킬 수 있는 제어법칙 설계방법이다. 항공기의 비행제어시스템의 실시간 요구조건 및 다양하게 요구되는 항공기의 상태정보를 이용하여 제어에 활용하게 된다.
동적 모델 역변환은 실제 형상의 변화나 물리적 특성이 변화하더라도 단기간에 일정 수준 이상의 비행성을 만족시키는 제어방법으로 적용될 수 있다.
구체적으로 비선형동적모델 역변환 제어입력을 산출하면 다음과 같은 방법으로 산출된다.
Figure 112018089518453-pat00001
여기서
Figure 112018089518453-pat00002
는 상태 백터(state vector)이고,
Figure 112018089518453-pat00003
는 제어입력벡터(control input vector)이다. 일반적으로 항공기 내부루프의 상태벡터 변수로는 3축의 가속도를 사용한다. 따라서 3축 가속도를 제어변수(control variable)로 선정하여 상태벡터를 구성할 수 있다.
전술한 비선형 운동방정식을 현재의 상태변수
Figure 112018089518453-pat00004
및 제어입력
Figure 112018089518453-pat00005
에 대하여 Taylor 시리즈로 전개하고, 간략화하면 다음과 같이 표현이 가능하다.
Figure 112018089518453-pat00006
Figure 112018089518453-pat00007
Figure 112018089518453-pat00008
여기서
Figure 112018089518453-pat00009
이며,
Figure 112018089518453-pat00010
이다. 상기 식을 제어면 변위에 대하여 표현하면 다음과 같다.
Figure 112018089518453-pat00011
여기서
Figure 112018089518453-pat00012
는
Figure 112018089518453-pat00013
에서의 각가속도가 되며,
Figure 112018089518453-pat00014
에서의 각가속도 (
Figure 112018089518453-pat00015
)에 대한 함수로 표현가능하다. 여기서 B의 역행렬이 존재하면 제어입력
Figure 112018089518453-pat00016
는 다름과 같이 표현될 수 있다.
Figure 112018089518453-pat00017
여기서
Figure 112018089518453-pat00018
는 항공기 설계 요구조건을 반영한 동적 특성으로 목표동역학이 되며, 이는 항공기 설계 요구조건에 따라 다양한 형태로 설계된다.
역행렬이 존재할 때 제어입력을 비선형 운동방정식에 대입하면 다음과 같다.
Figure 112018089518453-pat00019
따라서 기존 항공기의 동적 특성은 제거되고, 항공기는 설계자 또는 항공기 요구조건에 따른 특성을 추종하게 된다. 결국, B의 역행렬이 존재하면 항공기의 동특성과 독립적으로 목표동역학 부분을 설계할 수 있게 된다.
여기서, 본 발명은 3축 각가속도 정보를 센서로부터 직접 획득하게 되므로 연료소모 또는 무장 투하 등으로 발생하는 무게중심의 변화에 대하여 수학적으로 정확하게 표현할 수 없는 불확실한 정보를 이용할 수 있으므로 모델 불확실성에 대하여 매우 강건한 제어방식으로 이용될 수 있다.
이하에서는 본 발명에 따른 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법에 대하여 도 1 내지 4를 참조하여 상세히 설명하도록 한다.
도 1은 본 발명에 따른 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법의 순서도이다.
도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법은 기준입력 수신단계(S100), 상태값 수신단계(S200), 동적요구 이득 결정단계(S300) 및 제어입력 생성단계(S400)를 포함하여 구성될 수 있다.
기준입력 수신단계(S100)는 조종사가 원하는 기동을 위해서 조종간을 조작하였을 때 센서로부터 측정되는 값이 수신되는 단계에 해당한다. 여기서 센서로부터 수신되는 값이 기준입력이 된다. 다만, 기준입력은 조종간을 조작하였을 때 센서로부터 측정되는 값이 수신되는 예로 설명하였으나, 항공기를 기동하기 위한 모든 종류의 입력이 포함될 수 있다.
상태값 수신단계(S200)는 항공기가 기동하는 동안에 획득되는 상태에 관한 센싱값을 수신하는 단계에 해당한다. 항공기가 기동하는 동안 항공기의 동적특성을 나타내기 위한 다양한 데이터가 이용될 수 있다. 여기서 대표적인 상태값으로 3축 각각에 대한 각가속도, 가속도, 속도가 될 수 있다. 또한 항공기에 구비된 각 구동계의 상태값에 대한 정보가 수신될 수 있다. 구동계로는 대표적으로 항공기 조종면을 제어하기 위한 액추에이터가 될 수 있다.
동적요구 이득 결정단계(S300)는 수신된 항공기의 상태값에 따라 기준입력에 적용되는 이득을 결정하는 단계에 해당한다. 동적요구 이득 결정단계(S300)는 후술할 비선형 동적 모델 역변환(Nonlinear dynamic inversion)에 적용하기 전 동적요구 이득데이터로부터 특정값을 선택하여 제어에 이용하게 된다. 동적요구 이득데이터는 센서로부터 측정된 각가속도 값을 근거로 항공기의 각 요소별 시간지연요소 및 비행성 요구도를 고려하여 계산될 수 있으며, 이에 대하여는 차후 상세히 설명하도록 한다. 전술한 동적 모델 역변환에서는 항공기의 동적특성을 반영하여 수학적으로 모델링된 모델인 OBM을 이용하며, 센서로부터 측정된 상태값을 근거로 역변환하여 항공기의 현재 동적특성을 제거하고 조종사가 원하는 기동을 수행할 수 있는 제어입력을 발생시킨다. 동적 모델 역변환은 전술한 바와 같이 항공기의 동적특성이 달라져 현재의 모델을 바탕으로 제어를 수행하면 원하는 출력, 즉 원하는 기동과 오차가 발생하게 되는 문제를 최소화하기 위하여 적용된다. 여기서 동적특성 중 대표적인 값은 무게중심으로서 항공기의 기동 중 연료의 소비에 따른 무게중심의 변화, 그리고 무장의 사용에 따른 무게중심의 변화를 들 수 있다. 무게중심의 변화가 일어나면 동일한 제어입력에도 불구하고 항공기의 동작은 달라질 수 있다. 이는 비행체의 변화된 특성이 이미 각가속도에 반영되어 측정되고 제어기에 반영되기 때문이다. 한편 이와같은 동적 요구 이득(Desired Dynamics gain)의 선택과 관련하여 차후 도 2를 참고하여 상세히 설명하도록 한다.
제어입력 생성단계(S400)는 비선형 동적 모델 역변환 제어를 수행하여 항공기의 구동기를 구동시켜 항공기의 기동을 변화시키는 제어시스템의 제어입력을 생성하는 단계이다. 여기서, 비선형 동적 모델 역변환 제어시 동적 모델 역변환으로 생성되는 제어이득값은 각가속도 값을 피드백하여 반영할 수 있다. 전술한 단계가 적용된 제어시스템에 관하여는 차후 도 3을 참조하여 상세히 설명하도록 한다.
도 2는 동적요구 이득 데이터를 획득하는 방법의 순서도이다. 도시된 바와 같이, 동적 요구 이득 데이터는 각 비행조건에 따라 항공기의 시스템에서 발생되는 시간지연을 고려하며, 비행성 요구도를 만족할 수 있는 이득값을 포함하여 구성된다. 동적 요구 이득 데이터는 항공기의 제어시스템의 구축시 미리 계산된 값이 적용될 수 있다. 시간지연 및 비행성 요구도를 비행 중 피드백하여 비선형 동적 모델 역변환 제어에 반영하는 경우 시간지연의 실시간 측정 또는 예측이 어려우며, 비행성 요구도를 제어로 반영하기 위해서는 많은 리소스가 필요한 문제점 때문에 사전이 미리 동적 요구 이득을 생성한다.
동적요구 이득 데이터 획득단계(S1000)는 비행조건설정단계(S1100), TRIM산출단계(S1200), 비행성 요구도 생성 단계(S1300), 선형모델 생성단계(S1400), OBM 생성 단계(S1500), 동적 요구 이득 생성단계(S1600) 및 요구도 만족 판단단계(S1700)를 포함할 수 있다.
비행조건설정단계(S1100)는 특정 비행조건을 선택하는 단계이다. 여기서 비행조건이라 함은 비행속도, 소도, 받음각 등과 같은 특정한 비행상태를 뜻한다. 비행조건은 항공기의 운용 중 노출될 수 있는 다양한 환경 및 다양한 기동중인 경우로 설정될 수 있다.
TRIM산출단계(S1200)는 전술한 비행조건설정단계(S1100)에서 설정된 조건에서 정상상태(TRIM)가 되는 경우를 산출하는 단계이다. TRIM 산출단계(S1200)는 예를들어 전술한 특정비행조건에서 시뮬레이션을 수행하여 TRIM을 산출해 낼 수 있다.
비행성 요구도 생성 단계(S1300)는 비행조건에 따라 항공기에서 요구되는 최소한의 성능을 보장할 수 있도록 설정된다. 비행성 요구도는 예를들어 전투기의 경우 특정 비행조건에서 안정적으로 기동을 하더라도 일정 수준의 성능 및 안정성이 보장되어야 하며, 구체적으로 MIL-STD-1797에서규정하고 있는 비행성(Flying Quality)를 만족해야 한다. 비행성 요구도 생성단계(S1300)는 비행성은 비행조건에 따라 달라지게 되므로 비행조건설정단계(S1100)에서 설정된 특성 비행조건에 따른 비행성 요구도를 생성하게 된다. 일 예로, CLASS IV급 항공기에서 비행단계분류 A(Flight phase category A) 임무에서 대표적인 항공기 특성인 단주기(short-period), 더치롤(dutch-roll) 및 롤(roll) 모드에 대한 비행성 기준이 될 수 있다. 구체적으로 비행제어 시스템의 안정성 여유 기준은 1차 구조모드 주파수 이하에서 이득여유
Figure 112019111954993-pat00027
6dB 및 위상여유
Figure 112019111954993-pat00028
45
Figure 112019111954993-pat00029
이 되며, 기준 이상의 안정성을 갖도록 구성될수 있다.
선형모델 생성단계(S1400)는 특정 비행조건 및 TRIM 상태에서 선형모델을 생성하는 단계이다. 비행성 요구도 생성단계(S1300)에서는 제어법칙이 포함되지 않은 항공기에 대한 동특성을 정의하고 있지만, 디지털 FBW(Fly-By-Wire) 비행제어계통이 탑재되는 경우 제어법칙 내에 다수의 적분기와 필터를 포함시켜 조종특성을 향상시킨다. 따라서 FBW 항공기 모델은 높은 차수를 갖는 고차시스템(High Order System, HOW)으로 표현되므로, 비행 요구도를 만족하는 제어이득을 설계하기 위하여 등가저차시스템(Low Order Equivalent system, LOES) 설계 기법을 이용하여 차수를 낮추어 적용하게 된다. 일 예로, 최대공산추정법(maximum likelihood estimation)을 이용하여 HOW와 LOES의 오차가 최소화 되도록 만드는 LOES를 산출할 수 있다.상기 시간지연 요소들을 반영하여, 선형모델 생성단계(S1400)에서는 항공기에서 제어 시스템 관점에서 시간지연이 발생되는 요인들로부터 기인하는 시간지연요소를 반영하여 선형모델을 생성하게 된다.
OBM 생성 단계(S1500)는 항공기 모델을 생성하는 단계이다. OBM 생성 단계(S1500)는 비행조건설정단계(S1100)에서 설정된 특정 비행조건에서 선형화된 모델에 따라 항공기의 동적모델을 생성한다. 도시되지는 않았으나, OMB 생성단계(S1500)는 반복적으로 수행되어 항공기를 운용함에 따라 변화되는 동적특성이 반영된 모델을 복수개 생성할 수 있다. 변화되는 동적특성은 일 예로 연료의 소비로 인한 항공기의 무게중심의 변화를 들 수 있다.
동적 요구 이득 생성단계(S1600)는 비행성 요구도 및 OBM을 근거로 실제 제어 시스템에서 기준입력에 반영되는 동적 요구 이득(Desired Dynamics Gain)을 생성하는 단계이다. 여기서 동적 요구 이득은 OBM을 반영하며, 각가속도에서 수신된 센싱값을 근거로 원하는 기동을 수행하기 위한 이득값을 계산할 수 있다. 일 예로, 동적 요구 이득 생성단계(S1600)에서 산출된 제어이득은 세로축으로 고도 및 마하수를 변수로 갖도록 설계되며, 가로 방향축은 고도, 마하수 및 받음각을 변수로 설계한다. 이에 따라 세로축으로는 2차원으로 구성된 제어이득표(control gain table)을 생성하며, 가로 방향축으로는 3차원 제어이득표를 생성하여 비선형 제어법칙 설계환경에 적용한다.
요구도 만족 판단단계(S1700)는 상대 안정도를 평가하기 위한 단계이며, 구조연계필터를 포함한 전체시스템의 보드 선도가 ㅁ6dB 이상의 이득여유와 ㅁ45ㅀ이상의 위상여유를 갖는지 여부를 평가하는 판별하게 된다. 특히 센서에서 측정되는 각가속도를 기반으로 항공기 시스템의 안정성을 평가할 때 시간지연(time delay)에 의해 낮아진 안정도가 보상되어 요구되는 안정도를 만족하는지 여부를 판단하게 된다.
이하에서는 도 3을 참조하여 본 발명에 따른 제어시스템에 대하여 설명하도록 한다. 도 3은 본 발명의 제어 시스템을 나타낸 블록도이다. 도시된 바와 같이 비선형 동적 모델 역변환 제어시 이용되는 제어시스템은 항공기에 적용되는 NDI(Nonlinear Dynamic Inverstion) 컨트롤러를 포함한 시스템으로 구현될 수 있다. NDI컨트롤러는 비선형 제어기로서, 비행 중 발생하는 동적특성의 변화, 예를 들어 무게중심의 변화를 대처하는 방법을 제시한다.
도 3에서 Dynamic Inversion은 항공기의 동적 특성을 제거하기 위하여 항공기의 모델을 역산(inverse)하게 되며, 제어입력
Figure 112018089518453-pat00020
는 다름과 같이 표현될 수 있다.
Figure 112018089518453-pat00021
여기서
Figure 112018089518453-pat00022
는 항공기 설계 요구조건을 반영한 동적 특성으로 목표동역학이 되며, 이는 항공기 설계 요구조건에 따라 다양한 형태로 설계된다.
도 4는 본 발명에 따른 제어방법이 적용되었을 때의 기동에 따른 상태가 나타난 그래프이다. 도시된 바와 같이 무게중심 변화에 대한 모델기반 비선형 모델 역변환 제어방법과 센서기반 비선형 모델 역변환 제어기법을 이용하여 각각 시뮬레이션을 수행하여 기동에 대한 결과를 도출하였다. 시뮬레이션은 pitch command를 주어 수행되었으며, 그 결과 본 발명에 따른 센서기반 제어방법으로 시뮬레이션을 수행하였을 때 무게중심 변동이 발생하지 않은 비행체의 특성과 유사하게 나타나 안정성이 향상된 것을 확인할 수 있다.
이상에서 설명한 본 발명에 따른 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법은 시간지연 및 비행 요구도를 반영하여 제어이득을 생성하고, 모델기반 비선형 동적 모델역변환 제어를 수행하므로 안정성이 향상되며, 비행체의 개발 중 발생되는 형상변경 및 실제 비행 중에 발생하는 항공기의 다양한 동적 특성 변화에 일괄적으로 적용 가능하므로 범용성을 확보할 수 있다.
S100: 기준입력 수신단계
S200: 상태값 수신단계
S300: 동적요구 이득 결정단계
S400: 제어입력 생성단계
S1000: 동적 요구 이득 데이터 생성단계
S1100: 비행조건설정단계
S1200: TRIM산출단계
S1300: 비행 요구도 생성 단계
S1400: 선형모델 생성단계
S1500: OBM 생성 단계
S1600: 동적 요구 이득 생성단계
S1700: 요구도 만족 판단단계

Claims (6)

  1. 조종간의 조작에 따른 기준입력을 수신하는 단계;
    항공기의 현재 상태를 측정한 상태값을 수신하는 단계;
    상기 측정된 상태값을 근거로 상기 기준입력에 대한 동적 요구 이득을 결정하는 동적 요구 이득 결정단계; 및
    상기 동적 요구 이득을 적용한 이후 항공기의 수학적 모델을 동적모델 역변환하여 제어입력을 생성하는 제어입력 생성단계를 포함하며,
    상기 상태값을 수신하는 단계 내지 상기 제어입력 생성단계는 상기 항공기의 운항 중 발생하는 동적특성 변화를 반영할 수 있도록 운항중에 반복적으로 수행되는 것을 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 상태값을 수신하는 단계는,
    상기 항공기의 각가속도(angular acceleration) 센서를 이용하여 측정된 값을 수신하는 것을 특징으로 하는 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법.
  3. 제2 항에 있어서,
    상기 동적 요구 이득 데이터는,
    상기 항공기의 구동기, 센서 및 비행제어 컴퓨터 중 적어도 하나의 요소에서 발생되는 시간지연 및 상기 항공기의 비행조건에 따른 비행성 요구도 조건을 만족시키는 이득값을 포함하는 것을 특징으로 하는 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법.
  4. 제1 항에 있어서,
    상기 동적 요구 이득 데이터는,
    비행조건을 설정하는 단계;
    상기 비행조건에 따른 정상상태를 산출하는 TRIM 산출 단계;
    상기 비행조건에 따른 비행요구도를 생성하는 단계;
    상기 비행조건에서 항공기의 선형 모델을 생성하는 단계;
    상기 선형 모델로부터 On-Board Model을 생성하는 단계; 및
    상기 On-Board Model 및 상기 비행요구도를 반영하여 동적 요구 이득을 결정하는 단계가 수행되어 획득되는 것을 특징으로 하는 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법.
  5. 제4 항에 있어서,
    상기 동적 요구 이득을 결정하는 단계는 각가속도 센서에서 측정되는 값을 반영하여 선택되는 것을 특징으로 하는 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법.
  6. 제4 항에 있어서,
    상기 동적 요구 이득 데이터는 상기 비행조건을 설정하는 단계 내지 상기 동적 요구 이득을 결정하는 단계를 상기 비행조건에 따라 반복수행하여 획득한 데이터를 취합하여 생성되는 것을 특징으로 하는 각가속도 정보를 이용한 비행체 제어방법.
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