KR102239484B1 - 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치 및 그 방법 - Google Patents

적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치 및 그 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치 및 그 방법에 관한 것으로, 비행체의 현재 비행상태정보와 상기 현재 비행상태정보에 대한 비행목표정보를 입력받아, 상기 현재 비행상태정보가 상기 비행목표정보와 같게 유지하도록 상기 비행체의 4축(요우 축, 피치 축, 롤 축, 및 리프트 자세 축) 중 적어도 어느 하나의 축을 제어하기 위한 축 타깃정보를 출력하는 상태 유지부, 및 상기 축 타깃정보와 상기 축 타깃정보에 대한 상기 비행기의 현재 축 상태정보를 입력받아 상기 4축 중 적어도 어느 하나의 축의 로터를 제어하는 로터메인변위정보를 연산하고, 상기 현재 비행상태정보와 상기 비행목표정보의 제 1 차이 값과, 상기 축 상태정보와 상기 축 타깃정보의 제 2 차이 값의 보정을 함께 연산하는 적분기를 포함하는 축 제어부를 포함하는 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치 및 그 방법에 관한 것이다.

Description

적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치 및 그 방법{Air vehicle control system and its methods to minimize loss due to the use of integrator}
본 발명은 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치 및 그 방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 비행체 제어 장치 설계 시 적분기 사용에 따른 손실을 최소화 하는 장치 및 그 방법을 고안하였다.
비례적분 제어란 오차신호에 비례하는 제어신호와 오차신호를 적분하여 제어신호를 만들어내는 적분제어를 병렬로 연결하여 사용하는 제어기법을 가리킨다. 비례제어 부분과 더불어 오차신호를 적분하여 제어신호를 만드는 적분제어를 함께 쓴다는 뜻에서 이 기법에 의한 제어기를 비례적분 제어기, 또는 PI(Proportional Integral) 제어기라고 부른다. 정상상태 오차를 없애면서 시스템의 반응을 빠르게 하려면 비례적분 제어기를 사용하면 된다.
비례제어는 PID(Proportional Integral Derivative) 제어에서 가장 기본적인 제어이며 구현하기가 쉽다. 그러나 시스템에 적분기가 없는 비례제어 만으로는 정상상태오차가 발생할 수 있다. 한편, 적분제어는 정상상태 오차를 없애기 위해 사용되지만, 적분이득을 잘못조정하면 시스템이 불안해지고 반응이 느려진다. 또한 다중 채널로 제어를 하는 경우 적분제어는 계산 결과가 누적되는 형태이므로 각각의 채널의 출력 차이가 점점 커지는 문제가 발생하고 이를 해결하기 위한 조치를 취해야 한다.
비행체 제어에서 적분기를 사용하는 경우, 위와 같은 문제가 발생하기 쉽다. 다른 한편으로 적분기 출력이 비례게인에 의해 출력과 같은 다른 명령보다 압도적이 되는 상황을 방지하기 위해서는 적분기에 리미트(limit)를 설정해야 한다. 이 때, 이너 루프(Inner Loop)에 사용되는 적분기의 리미트는 물리적으로 조종면의 리미트를 의미하지만 상위 모드 내의 적분기의 리미트는 물리적으로 필수적인 의미를 갖는 값이 없으므로 설계자가 임의로 설정할 수밖에 없다. 그리고, 적분제어기가 사용되는 경우 그 값이 제한되지 않고 제어기의 제한폭을 초과하여 제어입력이 쌓이는 Wind-up 문제를 필수적으로 방지하기 위한 조치가 필요하다.
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서, 적분기 사용을 최소화한 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치 및 그 방법을 제안한다.
상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명에 따른 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치(1000)는 비행체의 현재 비행상태정보(s)와 상기 현재 비행상태정보(s)에 대한 비행목표정보(t)를 입력받아, 상기 현재 비행상태정보(s)가 상기 비행목표정보(t)와 같게 유지하도록 상기 비행체의 4축(요우 축, 피치 축, 롤 축, 및 리프트 자세 축) 중 적어도 어느 하나의 축을 제어하기 위한 축 타깃정보(t_θ)를 출력하는 상태 유지부(100);와 상기 축 타깃정보(t_θ)와 상기 축 타깃정보(t_θ)에 대한 상기 비행기의 현재 축 상태정보(s_θ)를 입력받아 상기 4축 중 적어도 어느 하나의 축의 로터를 제어하는 로터메인변위정보(r_p)를 연산하고, 상기 현재 비행상태정보(s)와 상기 비행목표정보(t)의 제 1 차이 값(Δ)과, 상기 축 상태정보(s_θ)와 상기 축 타깃정보(t_θ)의 제 2 차이 값(Δθ)의 보정을 함께 연산하는 적분기를 포함하는 축 제어부(200);를 포함한다.
또한, 본 발명의 상기 상태 유지부(100)는 상기 현재 비행상태정보(s)와 상기 비행목표정보(t)의 제 1 차이 값(Δ)을 연산하는 제 1 뺄셈기와, 상기 제 1 차이 값(Δ)을 입력받아 상기 축 타깃정보(t_θ)를 연산하는 제 1 비례게인, 및 상기 제 1 차이 값(Δ)으로 적분 계수를 연산하는 제 1 적분게인을 포함하고, 상기 축 제어부(200)는 상기 축 상태정보(s_θ)와 상기 축 타깃정보(t_θ)의 제 2 차이 값(Δθ)을 연산하는 제 2 뺄셈기와, 상기 제 2 차이 값(Δθ)을 입력 받아 상기 4축 중 적어도 하나의 축의 로터를 제어하는 로터메인변위정보(r_p)를 연산하는 제 2 비례게인과, 상기 제 2 차이 값(Δθ)으로 적분 계수를 연산하는 제 2 적분게인을 포함하며, 상기 적분기는 상기 제 1 적분게인의 출력과 상기 제 2 적분게인의 출력을 입력받아 상기 제 1 차이 값(Δ)과 상기 제 2 차이 값(Δθ)의 보정을 함께 연산하여 상기 4축 중 적어도 하나의 축의 로터를 제어하는 로터세부변위정보(r_i)를 연산하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명의 상기 현재 비행상태정보(s)는 상기 비행체의 고도, 수평속도, 수직속도, 방위각, 및 이들의 조합으로 이뤄진 정보 중 적어도 어느 하나를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명의 상기 축 상태정보(s_θ)는 상기 비행체의 현재 요우각(s_θ_y), 피치각(s_θ_p), 롤각(s_θ_r), 및 리프트 자세각(s_θ_l) 중 적어도 어느 하나를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명의 상기 상태 유지부(100)는 상기 비행체의 고도를 유지하는 고도유지모드, 상기 비행체의 속도를 유지하는 속도유지모드, 상기 비행체의 수직속도를 유지하는 수직속도유지모드, 및 상기 비행체의 방위각을 유지하는 방위각유지모드를 포함하는 것을 특징으로 한다.
한편, 본 발명에 따른 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 방법(1000)은 상기 비행체의 현재 비행상태정보(s)와 상기 비행목표정보(t)를 입력받아, 상기 현재 비행상태정보(s)가 상기 비행목표정보(t)와 같게 유지하도록 상기 비행체의 4축(요우 축, 피치 축, 롤 축, 및 리프트 자세 축) 중 적어도 어느 하나의 축을 제어하기 위한 축 타깃정보(t_θ)를 출력하는 상태 유지단계(S100);와 상기 축 타깃정보(t_θ)와 상기 축 타깃정보(t_θ)에 대한 상기 비행기의 현재 축 상태정보(s_θ)를 입력받아 상기 4축 중 적어도 어느 하나의 축의 로터를 제어하는 로터메인변위정보(r_p)를 연산하고, 상기 제 1 차이 값(Δ)과 상기 제 2 차이 값(Δθ)의 보정을 함께 연산하는 적분단계를 포함하는 축 제어단계(S200);를 포함한다.
또한, 본 발명의 상기 상태 유지단계(S100)는 상기 현재 비행상태정보(s)와 상기 비행목표정보(t)의 제 1 차이 값(Δ)을 연산하는 제 1 뺄셈단계(S110)와, 상기 제 1 차이 값(Δ)을 입력받아 상기 축 타깃정보(t_θ)를 연산하는 제 1 비례게인 연산단계(S120), 및 상기 제 1 차이 값(Δ)으로 적분 계수를 연산하는 제 1 적분게인 연산단계(S130)를 포함하고, 상기 축 제어단계(S200)는 상기 축 상태정보(s_θ)와 상기 축 타깃정보(t_θ)의 제 2 차이 값(Δθ)을 연산하는 제 2 뺄셈단계(S210)와, 상기 제 2 차이 값(Δθ)을 입력 받아 상기 4축 중 적어도 하나의 축의 로터를 제어하는 로터메인변위정보(r_p)를 연산하는 제 2 비례게인 연산단계(S220)와, 상기 제 2 차이 값(Δθ)으로 적분 계수를 연산하는 제 2 적분게인 연산단계(S230)를 포함하며, 상기 적분단계(S240)는 상기 제 1 적분게인 연산단계(S130)의 출력과 상기 제 2 적분게인 연산단계(S220)의 출력을 입력받아 상기 제 1 차이 값(Δ)과 상기 제 2 차이 값(Δθ)의 보정을 함께 연산하여 상기 4축 중 적어도 하나의 축의 로터를 제어하는 로터세부변위정보(r_i)를 연산하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명의 상기 현재 비행상태정보(s)는 상기 비행체의 고도, 수평속도, 수직속도, 방위각, 및 이들의 조합으로 이뤄진 정보 중 적어도 어느 하나를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명의 상기 축 상태정보(s_θ)는 상기 비행체의 현재 요우각(s_θ_y), 피치각(s_θ_p), 롤각(s_θ_r), 및 리프트 자세각(s_θ_l) 중 적어도 어느 하나를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기와 같은 구성에 따른 본 발명은 적분기 사용으로 인해 계산된 제어값이 실제 제어대상물이 작용할 수 있는 값의 한계보다 커져 값들이 누적되며 한계값을 초과하여 제어하는 비행체 등 제어대상물에 큰 위협이 되는 와인드업(wind-up) 현상이 방지된 제어기를 제어대상물에 적용할 수 있고,과도응답(transient response) 특성을 최소화하며또한, 다중 채널에서 채널간 적분기 출력의 차이를 방지하기 위한 조치를 최소화할 수 있다.
또한, 본 발명은 적분기 오류로 인한 제어 장치의 검증을 간소화 할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명에 따른 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치의 개념도이다.
도 2 내지 3은 본 발명에 따른 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치의 회로도이다.
도 4 내지 5는 본 발명에 따른 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 방법의 블록도이다.
본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명을 하고자 한다. 그러나 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
이하, 본 발명의 기술적 사상을 첨부된 도면을 사용하여 더욱 구체적으로 설명한다.
첨부된 도면은 본 발명의 기술적 사상을 더욱 구체적으로 설명하기 위하여 도시한 일예에 불과하므로 본 발명의 기술적 사상이 첨부된 도면의 형태에 한정되는 것은 아니다.
도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치(1000)는 상태 유지부(100)와 축 제어부(200)를 포함한다. 여기서, 상태 유지부(100)는 비행체의 고도를 유지하는 고도유지모드(110), 비행체의 속도를 유지하는 속도유지모드(120), 비행체의 수직속도를 유지하는 수직속도유지모드(130), 및 비행체의 방위각을 유지하는 방위각유지모드(140)를 포함할 수 있다. 또한, 축 제어부(200)는 비행체의 4축(요우 축, 피치 축, 롤 축, 및 리프트 자세 축)을 제어할 수 있는 피치 축 제어부(210), 요우 축 제어부(220), 롤 축 제어부(230), 및 리프트 자세 축 제어부(240)를 포함할 수 있다. 따라서, 상태 유지부(100)는 상위모드로서 비행체의 사용자를 도와 비행체를 유지해주는 역할을 할 수 있고, 축 제어부(200)는 상태 유지부(100)의 명령을 받아 4축을 제어하는 로터를 제어할 수 있다.
이하, 상태 유지부(100)와 축 제어부(200)를 더 자세히 설명하기로 한다.
100 : 상태 유지부
상태 유지부(100)에 대해 더 자세히 설명하면, 도 2와 같이 상태 유지부(100)는 제 1 뺄셈기(101), 제 1 비례게인(102), 및 제 1 적분게인(103)을 포함한다. 이때, 제 1 뺄셈기(101)는 비행체의 현재 비행상태정보(s)와 현재 비행상태정보(s)에 대한 비행목표정보(t)를 입력받아, 현재 비행상태정보(s)와 비행목표정보(t)의 차이 값인 제 1 차이 값(Δ)을 연산할 수 있다.
또한, 제 1 비례게인(102)은 현재 비행상태정보(s)가 비행목표정보(t)와 같게 유지하도록 비행체의 4축(요우 축, 피치 축, 롤 축, 및 리프트 자세 축) 중 적어도 어느 하나의 축을 제어하기 위한 축 타깃정보(t_θ)를 출력할 수 있다. 한편, 현재 비행상태정보(s)는 현재 비행체의 고도(s_1), 수평속도(s_2), 수직속도(s_3), 방위각(s_4), 및 이들의 조합으로 이뤄진 정보 중 적어도 어느 하나를 포함할 수 있다. 또한, 축 타깃정보(t_θ)는 비행체의 요우 타깃각(t_θ_y), 피치 타깃각(t_θ_p), 롤 타깃각(t_θ_r), 리프트 자세 타깃각(t_θ_l) 중 적어도 어느 하나를 포함할 수 있다.
또한, 제 1 적분게인(103)은 제 1 차이 값(Δ)을 입력받아 제 1 차이 값(Δ)으로 적분 계수를 연산할 수 있다. 이때, 제 1 차이 값(Δ)은 고도차이(Δ_1), 수평속도차이(Δ_2), 수직속도차이(Δ_3), 및 방위각차이(Δ_4) 중 적어도 어느 하나를 포함할 수 있다.
한편, 도 3에 도시된 바와 같이 제 1 뺄셈기(101), 제 1 비례게인(102), 및 제 1 적분게인(103)의 상세 동작을 상태 유지부(100) 중 고도유지모드(110)와 축 제어부(200) 중 피치 축 제어부(210)로 예를 들어 설명하면, 고도유지모드(110)의 제 1 뺄셈기(111)에서 현재 비행상태정보(s) 중 현재 비행체의 고도(s_1)와 비행목표정보(t) 중 비행체의 비행목표고도(t_1)의 차이 값인 고도차이(Δ_1)를 구할 수 있다. 그리고 고도유지모드(110)의 제 1 비례게인(112)은 고도차이(Δ_1)와 피치각(s_θ_p) 사이의 비율을 사용자에 의해 기 설정하여, 고도차이(Δ_1)로 피치 축 제어부(210)를 제어하기 위한 피치 타깃각(t_θ_p)을 연산하여 출력할 수 있다. 그리고 제 1 적분게인(113)은 고도차이(Δ_1)를 입력받아 적분 계수를 연산할 수 있다.
200 : 축 제어부
축 제어부(200)에 대해 더 자세히 설명하면, 도 2와 같이 축 제어부(200)는 제 2 뺄셈기(201), 제 2 비례게인(202), 제 2 적분게인(203), 제 1 덧셈기(204), 적분기(205), 및 제 2 덧셈기(206)를 포함할 수 있다.
이때, 제 2 뺄셈기(201)는 축 타깃정보(t_θ)와 축 타깃정보(t_θ)에 대한 축 상태정보(s_θ)를 입력받아 제 2 차이 값(Δθ)을 연산할 수 있다. 한편, 축 상태정보(s_θ)는 비행체의 현재 요우각(s_θ_y), 피치각(s_θ_p), 롤각(s_θ_r), 및 리프트 자세각(s_θ_l) 중 적어도 어느 하나를 포함할 수 있다.
또한, 제 2 비례게인(202)은 제 2 차이 값(Δθ)을 입력 받아 4축 중 적어도 하나의 축의 로터를 제어하는 로터메인변위정보(r_p)를 연산할 수 있다. 또한, 제 2 적분게인(203)은 제 2 차이 값(Δθ)으로 적분 계수를 연산할 수 있다. 이때, 제 2 차이 값(Δθ)은 요우각 차이(Δθ_y), 피치각 차이(Δθ_p), 롤각 차이(Δθ_r), 및 리프트 자세각 차이(Δθ_l) 중 적어도 어느 하나를 포함할 수 있다.
그리고 제 1 덧셈기(204)에서는 제 1 적분게인(103)의 출력과 제 2 적분게인(203)의 출력을 더하여 적분기(205)로 더한 값을 보내, 적분기(205)에서 제 1 차이 값(Δ)과 제 2 차이 값(Δθ)의 보정을 함께 연산하여 4축 중 적어도 하나의 축의 로터를 제어하는 로터세부변위정보(r_i)를 연산할 수 있다.
그리고 제 2 덧셈기(206)에서는 제 2 비례게인(202)에서 연산한 로터메인변위정보(r_p)와 적분기(205)에서 연산한 로터세부변위정보(r_i)를 더할 수 있다. 따라서, 로터메인변위정보(r_p)와 로터세부변위정보(r_i)를 더한 로터변위정보(r)로 4축 중 적어도 하나의 축의 로터를 제어하여 비행상태정보(s)가 비행목표정보(t)와 같게 유지될 수 있다.
한편, 상태 유지부(100)에서 예를 든 것처럼, 도 3에 도시된 바와 같이 축 제어부(200)의 상세 동작을 상태 유지부(100) 중 고도유지모드(110)와 축 제어부(200) 중 피치 축 제어부(210)로 예를 들어 설명하면, 피치 축 제어부(210)의 제 2 뺄셈기(211)는 피치 타깃각(t_θ_p)과 피치각(s_θ_p)을 입력받아 피치각 차이(Δθ_p)를 연산할 수 있다. 또한, 피치 축 제어부(210)의 제 2 비례게인(212)은 피치각 차이(Δθ_p)를 입력 받아 피치 축의 로터를 제어하는 피치로터메인변위정보(r_p_p)를 연산할 수 있다. 이때, 제 2 비례게인(212)은 피치각 차이(Δθ_p)와 피치로터메인변위정보(r_p_p) 사이의 비율을 사용자에 의해 기 설정하여, 피치각 차이(Δθ_p)로 피치 축의 로터를 제어하는 피치로터메인변위정보(r_p_p)를 연산하여 출력할 수 있다.
또한, 피치 축 제어부(210)의 제 2 적분게인(213)은 피치각 차이(Δθ_p)로 적분 계수를 연산할 수 있다. 그리고 제 1 덧셈기(214)에서는 제 1 적분게인(113)의 출력과 제 2 적분게인(213)의 출력을 더하여 적분기(215)로 더한 값을 보내, 적분기(205)에서 고도차이(Δ_1)와 피치각 차이(Δθ_p)의 보정을 함께 연산하여 피치로터세부변위정보(r_i_p)를 연산할 수 있다.
그리고 제 2 덧셈기(216)에서는 피치로터메인변위정보(r_p_p)와 피치로터세부변위정보(r_i_p)를 더한 피치로터변위정보로 피치 축의 로터를 제어하여 현재 비행체의 고도(s_1)가 비행목표고도(t_1)와 같게 유지될 수 있다.
따라서, 본 발명에 따른 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치(1000)는 적분기(205)가 상태 유지부(100)의 고도유지모드(110), 속도유지모드(120), 수직속도유지모드(130), 및 방위각유지모드(140)와, 축 제어부(200)의 피치 축 제어부(210), 요우 축 제어부(220), 롤 축 제어부(230), 및 리프트 자세 축 제어부(240) 각각에 다 있는 것이 아니라, 축 제어부(200)의 피치 축 제어부(210), 요우 축 제어부(220), 롤 축 제어부(230), 및 리프트 자세 축 제어부(240)에 구성되어 제 1 차이 값과 제 2 차이 값의 보정을 함께 연산하여, 적분기 사용으로 일어나는 손실인 와인드업(wind-up) 현상과 과도응답(transient response) 특성을 최소화 할 수 있다.
한편, 도 3과 같이 제 2 뺄셈기(201)에 축 타깃정보(t_θ)와, 제 1 덧셈기(204)에 제 1 적분게인(103)의 출력을 입력으로 주는 판단부(300)는 제 1 판단부(310), 제 2 판단부(320)를 포함할 수 있다.
제 1 판단부(310)는 고도유지모드(110), 속도유지모드(120), 수직속도유지모드(130), 및 방위각유지모드(140) 각각의 제 1 비례게인(112, 122, 132, 142)의 출력(t_θ_1, t_θ_2, t_θ_3, t_θ_4)을 입력으로 받아 그것들을 조합하여 피치 축 제어부(210), 요우 축 제어부(220), 롤 축 제어부(230), 및 리프트 자세 축 제어부(240)에 맞는 축 타깃정보(t_θ)를 출력할 수 있다.
또한, 제 2 판단부(310)도 마찬가지로 고도유지모드(110), 속도유지모드(120), 수직속도유지모드(130), 및 방위각유지모드(140) 각각의 제 1 적분게인(113, 123, 133, 143)의 출력을 입력으로 받아 그것들을 조합하여 피치 축 제어부(210), 요우 축 제어부(220), 롤 축 제어부(230), 및 리프트 자세 축 제어부(240)에 맞는 정보를 출력할 수 있다.
이하, 본 발명에 따른 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 방법(1000)을 설명하기로 한다.
도 4에 도시된 바와 같이 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 방법(1000)는 상태 유지단계(S100)와 축 제어단계(S200)를 포함한다. 여기서, 상태 유지단계(S100)는 비행체의 고도를 유지하는 고도유지단계(S110), 비행체의 속도를 유지하는 속도유지단계(S120), 비행체의 수직속도를 유지하는 수직속도유지단계(S130), 및 비행체의 방위각을 유지하는 방위각유지단계(S140)를 포함할 수 있다. 또한, 축 제어단계(S200)는 비행체의 4축(요우 축, 피치 축, 롤 축, 및 리프트 자세 축)을 제어할 수 있는 피치 축 제어단계(S210), 요우 축 제어단계(S220), 롤 축 제어단계(S230), 및 리프트 자세 축 제어단계(S240)를 포함할 수 있다. 따라서, 상태 유지단계(S100)는 비행체의 사용자를 도와 비행체를 유지해주는 역할을 할 수 있고, 축 제어단계(S200)는 상태 유지단계(S100)의 명령을 받아 4축을 제어하는 로터를 제어할 수 있다.
이하, 상태 유지단계(100)와 축 제어단계(200)를 더 자세히 설명하기로 한다.
S100 : 상태 유지단계
도 3과 같이, 상태 유지단계(S100)는 제 1 뺄셈단계(S110)와, 제 1 비례게인 연산단계(S120), 및 제 1 적분게인 연산단계(S130)를 포함할 수 있다.
이때, 도 4와 같이 제 1 뺄셈단계(S110)는 현재 비행상태정보(s)와 비행목표정보(t)의 제 1 차이 값(Δ)을 연산한다. 또한, 제 1 비례게인 연산단계(S120)는 제 1 차이 값(Δ)을 입력받아 상기 축 타깃정보(t_θ)를 연산한다. 또한, 제 1 적분게인 연산단계(S130)는 제 1 차이 값(Δ)으로 적분 계수를 연산한다. 따라서, 상태 유지단계(S100)는 현재 비행상태정보(s)가 비행목표정보(t)와 같게 유지하도록 비행체의 4축(요우 축, 피치 축, 롤 축, 및 리프트 자세 축) 중 적어도 어느 하나의 축을 제어하기 위한 축 타깃정보(t_θ)를 출력한다.
한편, 현재 비행상태정보(s)는 현재 비행체의 고도(s_1), 수평속도(s_2), 수직속도(s_3), 방위각(s_4), 및 이들의 조합으로 이뤄진 정보 중 적어도 어느 하나를 포함할 수 있다. 또한, 축 타깃정보(t_θ)는 비행체의 요우 타깃각(t_θ_y), 피치 타깃각(t_θ_p), 롤 타깃각(t_θ_r), 리프트 자세 타깃각(t_θ_l) 중 적어도 어느 하나를 포함할 수 있다. 또한, 제 1 차이 값(Δ)은 고도차이(Δ_1), 수평속도차이(Δ_2), 수직속도차이(Δ_3), 및 방위각차이(Δ_4) 중 적어도 어느 하나를 포함할 수 있다.
더 상세한 설명은 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치(1000)의 상태 유지부(100)에서 하였으므로 생략하기로 한다.
S200 : 축 제어단계
도 3에 도시된 바와 같이, 축 제어단계(S200)는 제 2 뺄셈단계(S210), 제 2 비례게인 연산단계(S220), 제 2 적분게인 연산단계(S230), 적분단계(S240), 및 덧셈단계(S250)를 포함할 수 있다.
이때, 도 4와 같이 제 2 뺄셈단계(S210)는 축 타깃정보(t_θ)와 축 타깃정보(t_θ)에 대한 축 상태정보(s_θ)를 입력받아 제 2 차이 값(Δθ)을 연산할 수 있다. 한편, 축 상태정보(s_θ)는 비행체의 현재 요우각(s_θ_y), 피치각(s_θ_p), 롤각(s_θ_r), 및 리프트 자세각(s_θ_l) 중 적어도 어느 하나를 포함할 수 있다.
또한, 제 2 비례게인 연산단계(S220)에서는 제 2 차이 값(Δθ)을 입력 받아 4축 중 적어도 하나의 축의 로터를 제어하는 로터메인변위정보(r_p)를 연산할 수 있다. 또한, 제 2 적분게인 연산단계(S230)에서는 제 2 차이 값(Δθ)으로 적분 계수를 연산할 수 있다. 이때, 제 2 차이 값(Δθ)은 요우각 차이(Δθ_y), 피치각 차이(Δθ_p), 롤각 차이(Δθ_r), 및 리프트 자세각 차이(Δθ_l) 중 적어도 어느 하나를 포함할 수 있다.
또한, 적분단계(S240)에서는 제 1 적분게인 연산단계(S130)의 출력과 제 2 적분게인 연산단계(S230)의 출력으로 제 1 차이 값(Δ)과 제 2 차이 값(Δθ)의 보정을 함께 연산하여 4축 중 적어도 하나의 축의 로터를 제어하는 로터세부변위정보(r_i)를 연산할 수 있다.
또한, 덧셈단계(S250)에서는 로터메인변위정보(r_p)와 로터세부변위정보(r_i)를 더한 로터변위정보(r)를 연산할 수 있다.
따라서 로터변위정보(r)로 4축 중 적어도 하나의 축의 로터를 제어하여 비행상태정보(s)가 비행목표정보(t)와 같게 유지될 수 있다. 또한, 적분단계(S240)가 최소 단계로 구성되어 제 1 차이 값과 제 2 차이 값의 보정을 함께 연산하여, 적분단계에서 일어나는 손실인 와인드업(wind-up) 현상과 과도응답(transient response) 특성을 최소화 할 수 있다.
더 상세한 설명은 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치(1000)에서 하였으므로 생략하기로 한다.
본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 않으며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.
1000 : 상태 유지부
100 : 상태 유지부 101 : 제 1 뺄셈기
102 : 제 1 비례게인 103 : 제 1 적분게인
110 : 고도유지모드 120 : 속도유지모드
130 : 수직속도유지모드 140 : 방위각유지모드
200 : 축 제어부 201 : 제 2 뺄셈기
202 : 제 2 비례게인 203 : 제 2 적분게인
204 : 제 1 덧셈기 205 : 적분기
206 : 제 2 덧셈기 210 : 피치 축 제어부
220 : 요우 축 제어부 230 : 롤 축 제어부
240 :리프트 자세 축 제어부
300 : 판단부 310 : 제 1 판단부
320 : 제 2 판단부

Claims (9)

  1. 비행체의 현재 비행상태정보(s)와 상기 현재 비행상태정보(s)에 대한 비행목표정보(t)를 입력받아, 상기 현재 비행상태정보(s)가 상기 비행목표정보(t)와 같게 유지하도록 상기 비행체의 4축(요우 축, 피치 축, 롤 축, 및 리프트 자세 축) 중 적어도 어느 하나의 축을 제어하기 위한 축 타깃정보(t_θ)를 출력하는 상태 유지부(100); 및
    상기 축 타깃정보(t_θ)와 상기 축 타깃정보(t_θ)에 대한 상기 비행체의 현재 축 상태정보(s_θ)를 입력받아 상기 4축 중 적어도 어느 하나의 축의 로터를 제어하는 로터메인변위정보(r_p)를 연산하고, 상기 현재 비행상태정보(s)와 상기 비행목표정보(t)의 제 1 차이 값(Δ)과, 상기 축 상태정보(s_θ)와 상기 축 타깃정보(t_θ)의 제 2 차이 값(Δθ)의 보정을 함께 연산하는 적분기를 포함하는 축 제어부(200);
    를 포함하는 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치(1000).
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 상태 유지부(100)는,
    상기 현재 비행상태정보(s)와 상기 비행목표정보(t)의 제 1 차이 값(Δ)을 연산하는 제 1 뺄셈기와, 상기 제 1 차이 값(Δ)을 입력받아 상기 축 타깃정보(t_θ)를 연산하는 제 1 비례게인, 및 상기 제 1 차이 값(Δ)으로 적분 계수를 연산하는 제 1 적분게인을 포함하고,
    상기 축 제어부(200)는,
    상기 축 상태정보(s_θ)와 상기 축 타깃정보(t_θ)의 제 2 차이 값(Δθ)을 연산하는 제 2 뺄셈기와, 상기 제 2 차이 값(Δθ)을 입력 받아 상기 4축 중 적어도 하나의 축의 로터를 제어하는 로터메인변위정보(r_p)를 연산하는 제 2 비례게인과, 상기 제 2 차이 값(Δθ)으로 적분 계수를 연산하는 제 2 적분게인을 더 포함하며,
    상기 적분기는 상기 제 1 적분게인의 출력과 상기 제 2 적분게인의 출력을 입력받아 상기 제 1 차이 값(Δ)과 상기 제 2 차이 값(Δθ)의 보정을 함께 연산하여 상기 4축 중 적어도 하나의 축의 로터를 제어하는 로터세부변위정보(r_i)를 연산하는 것
    을 특징으로 하는 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치(1000).
  3. 제 2항에 있어서,
    상기 현재 비행상태정보(s)는,
    상기 비행체의 고도, 수평속도, 수직속도, 방위각, 및 이들의 조합으로 이뤄진 정보 중 적어도 어느 하나를 포함하는 것
    을 특징으로 하는 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치(1000).
  4. 제 2항에 있어서,
    상기 축 상태정보(s_θ)는,
    상기 비행체의 현재 요우각(s_θ_y), 피치각(s_θ_p), 롤각(s_θ_r), 및 리프트 자세각(s_θ_l) 중 적어도 어느 하나를 포함하는 것
    을 특징으로 하는 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치(1000).
  5. 제 2항에 있어서,
    상기 상태 유지부(100)는,
    상기 비행체의 고도를 유지하는 고도유지모드, 상기 비행체의 속도를 유지하는 속도유지모드, 상기 비행체의 수직속도를 유지하는 수직속도유지모드, 및 상기 비행체의 방위각을 유지하는 방위각유지모드를 포함하는 것
    을 특징으로 하는 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 장치(1000).
  6. 상기 제 1항에 의한 비행체 제어 장치(1000)에 의해 이루어지는, 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 방법에 있어서,
    상기 비행체의 현재 비행상태정보(s)와 상기 비행목표정보(t)를 입력받아, 상기 현재 비행상태정보(s)가 상기 비행목표정보(t)와 같게 유지하도록 상기 비행체의 4축(요우 축, 피치 축, 롤 축, 및 리프트 자세 축) 중 적어도 어느 하나의 축을 제어하기 위한 축 타깃정보(t_θ)를 출력하는 상태 유지단계(S100); 및
    상기 축 타깃정보(t_θ)와 상기 축 타깃정보(t_θ)에 대한 상기 비행체의 현재 축 상태정보(s_θ)를 입력받아 상기 4축 중 적어도 어느 하나의 축의 로터를 제어하는 로터메인변위정보(r_p)를 연산하고, 상기 제 1 차이 값(Δ)과 상기 제 2 차이 값(Δθ)의 보정을 함께 연산하는 적분단계(S240)를 포함하는 축 제어단계(S200);
    를 포함하는 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 방법.
  7. 제 6항에 있어서,
    상기 상태 유지단계(S100)는,
    상기 현재 비행상태정보(s)와 상기 비행목표정보(t)의 제 1 차이 값(Δ)을 연산하는 제 1 뺄셈단계(S110)와, 상기 제 1 차이 값(Δ)을 입력받아 상기 축 타깃정보(t_θ)를 연산하는 제 1 비례게인 연산단계(S120), 및 상기 제 1 차이 값(Δ)으로 적분 계수를 연산하는 제 1 적분게인 연산단계(S130)를 포함하고,
    상기 축 제어단계(S200)는,
    상기 축 상태정보(s_θ)와 상기 축 타깃정보(t_θ)의 제 2 차이 값(Δθ)을 연산하는 제 2 뺄셈단계(S210)와, 상기 제 2 차이 값(Δθ)을 입력 받아 상기 4축 중 적어도 하나의 축의 로터를 제어하는 로터메인변위정보(r_p)를 연산하는 제 2 비례게인 연산단계(S220)와, 상기 제 2 차이 값(Δθ)으로 적분 계수를 연산하는 제 2 적분게인 연산단계(S230)를 더 포함하며,
    상기 적분단계(S240)는 상기 제 1 적분게인 연산단계(S130)의 출력과 상기 제 2 적분게인 연산단계(S230)의 출력을 입력받아 상기 제 1 차이 값(Δ)과 상기 제 2 차이 값(Δθ)의 보정을 함께 연산하여 상기 4축 중 적어도 하나의 축의 로터를 제어하는 로터세부변위정보(r_i)를 연산하는 것
    을 특징으로 하는 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 방법.
  8. 제 6항에 있어서,
    상기 현재 비행상태정보(s)는,
    상기 비행체의 고도, 수평속도, 수직속도, 방위각, 및 이들의 조합으로 이뤄진 정보 중 적어도 어느 하나를 포함하는 것
    을 특징으로 하는 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 방법.
  9. 제 6항에 있어서,
    상기 축 상태정보(s_θ)는,
    상기 비행체의 현재 요우각(s_θ_y), 피치각(s_θ_p), 롤각(s_θ_r), 및 리프트 자세각(s_θ_l) 중 적어도 어느 하나를 포함하는 것
    을 특징으로 하는 적분기 사용에 의한 손실을 최소화 하는 비행체 제어 방법.
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