KR20190078895A - 무게중심의 이동을 고려한 항공기의 비선형 제어방법 - Google Patents

무게중심의 이동을 고려한 항공기의 비선형 제어방법 Download PDF

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KR20190078895A
KR20190078895A KR1020170180653A KR20170180653A KR20190078895A KR 20190078895 A KR20190078895 A KR 20190078895A KR 1020170180653 A KR1020170180653 A KR 1020170180653A KR 20170180653 A KR20170180653 A KR 20170180653A KR 20190078895 A KR20190078895 A KR 20190078895A
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Abstract

본 발명은, 조종입력에 대한 항공기의 조종면을 구동하기 위한 목표제어입력을 생성하는 단계, 항공기의 비행 중 측정되는 비행변수로부터 무게중심의 변화가 반영된 신규 항공기 모델을 생성하는 단계 및 신규 항공기 모델로부터 동적특성을 제거하며, 목표 응답특성을 근거로 신규 항공기 모델을 역산하여 목표제어입력을 보상하는 단계를 포함하는 무게중심의 이동을 고려한 항공기의 비선형 제어 방법에 관한 것이다.
본 발명에 따른 무게중심의 이동을 고려한 항공기의 비선형 제어방법은 무게중심의 위치의 이동에 따라 현재 항공기의 모델을 구하고 이를 역산(INVERSE)하여 제어입력을 보상할 수 있으므로 무게중심의 정확한 위치를 구하지 않더라도 제어안정성을 향상시킬 수 있는 효과가 있다.

Description

무게중심의 이동을 고려한 항공기의 비선형 제어방법{METHOD OF NON-LINEAR CONTROL FOR AIRCRAFT CONSIDERING CENTER OF GRAVITY MOVEMENT}
본 발명은 무게중심의 이동을 고려한 항공기의 비선형 제어방법에 관한 것이며, 보다 상세하게는 항공기의 운행 중 변화하는 무게중심의 위치에 대응하여 항공기를 제어하는 방법에 관한 것이다.
항공기는 운행중에 연료의 소비 및 무장의 사용 등과 같은 여러 요인에 의해 무게중심의 위치가 변화하게 된다. 이러한 무게중심의 변화에 따라서 조종사가 원하는 기동과 실제 항공기의 기동에는 차이가 발생하게 된다.
종래기술로서 항공기의 무게중심의 변화를 최소화하기 위하여 소프트웨어를 이용하여 연료 이송을 제어하는 기술이 적용되고 있다. 연료 이송을 제어하는 기술은 항공기 내부에 분산 배치되어 있는 연료통의 연료량을 적절히 통제하여 무게중심의 이동을 최소화하는 기술이다. 그러나 이와같은 방법은 연료통의 위치가 결정되어 있어 설계 단계에서 결정된 무게중심의 전체 이동가능 범위까지 조절하지 못하며, 특정 비행시간동안 허용된 범위를 벗어날 가능성이 높다.
이러한 기존의 무게중심의 변화를 최소화 하기 위한 기술로서 대한민국 등록특허 제1,445,221호가 개시되어 있다.
그러나 이와같은 종래기술은 변화된 무게중심의 위치를 정확히 측정하기 위해 다수의 게인(gain)값을 필요로 하며, 다수의 게인 값을 저장하기 위한 많은 저장공간이 확보되어야 하므로 하드웨어 성능향상에 따른 비용증가의 문제점이 있었다.
대한민국 등록특허 제1,445,221호(2014.05.07.공개)
본 발명은 종래의 무게중심의 이동을 고려하지 못하는 문제점을 해결하기 위한 무게중심의 이동을 고려한 항공기의 비선형 제어방법을 제공하는 것에 그 목적이 있다.
상기 과제의 해결 수단으로서, 조종입력에 대한 항공기의 조종면을 구동하기 위한 목표제어입력을 생성하는 단계, 항공기의 비행 중 측정되는 비행변수로부터 무게중심의 변화가 반영된 신규 항공기 모델을 생성하는 단계 및 신규 항공기 모델로부터 동적특성을 제거하며, 목표 응답특성을 근거로 신규 항공기 모델을 역산하여 목표제어입력을 보상하는 단계를 포함하는 무게중심의 이동을 고려한 항공기의 비선형 제어 방법이 제공될 수 있다.
여기서, 목표제어입력을 생성하는 단계 내지 목표제어입력을 보상하는 단계는 종축과 횡축에 제어입력을 보상할 수 있다.
그리고, 신규 항공기 모델을 생성하는 단계는 무게중심의 변화에 따른 횡축과 종축의 추가된 모멘트가 반영될 수 있다.
한편, 목표제어입력이 보상된 제어 입력은 종축의 입력에 대하여
Figure pat00001
일 수 있다.
여기서, α는 받음각(Angle-of-attack), m은 항공기 질량, p, q, r은 각각 roll, pitch, yaw 축(x, y, z축)으로의 각속도, Ik는 k(k = x, y, z)축에 대한 관성모멘트(Principal moment of inertia), Ilm(l ≠ m, l,m = x, y, z)은 관성곱(Product of inertia), Mk(=
Figure pat00002
)는 pitch 축으로의 유차원 미계수, Δxcg는 무게중심이 이동한 거리, LLk(=
Figure pat00003
)은 항공기에 작용하는 양력(Lift)에 대한 유차원 미계수, δle 및 δre는 각각 좌측 및 우측 승강타(Elevator(수평 미익, Horizontal tail과 동일))의 변위,
Figure pat00004
는 항공기에 요구되어지는 pitch 각가속도이다.
나아가, 목표제어입력이 보상된 제어 입력은 횡축의 입력에 대하여,
Figure pat00005
일 수 있다.
여기서, β는 옆미끄러짐각(Sideslip), Lk (=
Figure pat00006
)및 Nk(=
Figure pat00007
)는 각각 roll yaw 축으로의 유차원 미계수, Yk(=
Figure pat00008
)은 항공기에 작용하는 측력(Side force)에 대한 유차원 미계수, δla 및 δra는 각각 좌측 및 우측 에일러론(Aileron)의 변위, δr은 러더(Rudder)의 변위,
Figure pat00009
및
Figure pat00010
는 각각 항공기에 요구되어지는 roll 및 yaw 각가속도이다. 그리고 Γ = IxIz - Ixz 2 이다.
한편, 목표제어입력을 생성하는 단계 내지 목표제어입력을 보상하는 단계는 항공기의 운행도중 반복수행될 수 있다.
그리고, 신규 항공기 모델을 생성하는 단계는 무게중심의 이동을 고려한 항공기의 특성이 반영된 On-Board Model을 생성하며, On-Board Model은 항공기의 운행 중 실시간으로 갱신되어 새로운 제어입력을 생성할 수 있다.
본 발명에 따른 무게중심의 이동을 고려한 항공기의 비선형 제어방법은 무게중심의 위치의 이동에 따라 현재 항공기의 모델을 구하고 이를 역산(INVERSE)하여 제어입력을 보상할 수 있으므로 무게중심의 변화에 따른 제어안정성을 향상시킬 수 있는 효과가 있다.
도 1은 항공기의 무게중심의 이동을 나타낸 개념도이다.
도 2는 본 발명에 따른 제1 실시예인 무게중심의 이동을 고려한 항공기의 비선형 제어방법의 순서도이다.
도 3은 본 발명에 따른 제어 시스템의 블록도이다.
도 4는 본 발명에 따른 비선형 제어의 적용시와 미적용시의 항공기의 비행변수값이 도시된 그래프이다.
도 5는 본 발명에 따른 비선형 제어방법을 선형으로 변환하여 적용시와 미적용시의 항공기의 비행변수값이 도시된 그래프이다.
이하, 본 발명의 실시 예에 무게중심의 이동을 고려한 항공기의 비선형 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.
이하에서 조종입력이라 함은 조종사의 조종간(stick) 및 페달(pedal)을 이용하여 조작에 의해 발생되는 신호를 뜻하며, 제어입력은 조종입력따라 실제 항공기의 조종면 등의 구동장치를 조작하기 위해 발생되는 신호를 뜻함을 전제로 설명하도록 한다. 또한, 모델이라 함은 항공기의 동적특성 등이 반영되어 수학적으로 표현된 것을 말한다.
도 1은 항공기의 무게중심의 이동을 나타낸 개념도이다. 도시된 바와 같이 항공기(1)는 운행중에 항공기(1) 전체적인 물리량의 변화로 무게중심(10)이 변화하게 된다. 구체적으로 무게중심(10)의 위치변화는 연료의 소비 및 무장의 소비에 따라 달라지게 된다. 특히 연료의 소비는 무게중심의 위치 이동에 가장 빈번한 원인이 될 수 있으며, 연료 소비에 따라 무게중심의 위치는 전방 또는 후방으로 이동될 수 있다. 이하에서는 무게중심의 위치가 항공기의 전후방향으로 이동되는 예를 들어 설명하도록 한다.
무게중심(10)은 평면상에서 좌우 방향으로는 위치변화량이 작기 때문에 주된 이동방향은 항공기(1) 기체를 기준으로 전후방향이 된다.
항공기(1)의 무게중심(10)의 변화는 조종사가 동일한 조종입력을 인가하더라도 다른 기동이 이루어지는 결과를 초래한다. 구체적으로 조종사는 항공기(1)의 기동을 위해 STICK 과 페달을 이용하여 조종입력을 전달하나 무게중심(10)이 변화되어 동일한 조종입력이 인가되더라도 최종적으로 발생하는 항공기(1)의 기동은 달라지게 된다. 본 발명은 이러한 무게중심(10)의 위치변화량을 반영하여 제어가 수행될 수 있도록 구성된다.
도 2는 본 발명에 따른 제1 실시예인 무게중심의 이동을 고려한 항공기의 비선형 제어방법의 순서도이다. 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 일 실시예는 목표제어입력을 생성하는 단계(S100), 신규 항공기 모델을 생성하는 단계(S200), 목표제어입력을 보상하는 단계(S100)를 포함하여 구성될 수 있다.
목표제어입력을 생성하는 단계(S100)는 조종사의 조종입력에 따라 이상적인 제어입력을 생성하는 단계이다. 조종사의 조종입력은 항공기의 운행도중 스틱(stick) 또는 페달(pedal) 등을 통한 조작으로 이루어지게 된다. 목표제어입력은 조종사의 입력에 따라 항공기가 기동할 수 있도록 기동의 변화를 가져올 수 있도록 복수의 조종면을 구동하는 조작각도를 결정할 수 있다. 여기서 구동면은 액추에이터와 같은 구동부가 구비되므로 제어입력은 액추에이터의 구동하기 위한 입력이 될 수 있다. 결국 목표 제어입력은 무게중심이 초기위치로 고정된 상태로 가정하고 조종면을 제어하는 제어입력을 생성하게 된다.
신규 항공기 모델을 생성하는 단계(S200)는 실제 무게중심의 이동으로 인한 영향은 항공기의 모델에 직접적으로 영향을 미치기 때문에 무게중심의 이동에 따른 항공기 모델을 새롭게 생성하는 단계에 해당한다. 여기서 신규 항공기 모델은 조종입력을 입력으로 하며, 출력은 항공기의 기동에 따른 비행변수로 할 때 항공기 모델에서 다수의 파라미터를 결정하여 생성될 수 있다. 전술한 바와 같이 동일한 항공기라 하더라도 무게중심의 변화에 의해 동일한 조종입력 및 동일한 제어입력이 발생하더라도 비행기의 기동은 달라지게 되므로 이러한 차이를 반영할 수 있도록 신규 항공기 모델을 생성하게 된다. 생성된 신규 항공기 모델은 소정시간동안 사용될 수 있도록 업데이트 된다.
목표제어입력을 보상하는 단계(S300)는 목표제어입력값에 현재 신규 항공기 모델로부터 제어에 활용되는 값들을 추출하여 목표제어입력에 반영하는 단계이다. 즉 단순히 조종면의 조작에 대한 오차를 줄이기 위한 보상이 아닌 신규 항공기 모델에 맞는 보상값을 적용하게 된다. 조종사의 조종입력에 따른 목표제어입력은 무게중심이 초기 위치일 때를 기준으로 생성되는 것이므로 무게중심의 위치가 이동된 상태의 모델인 신규 항공기 모델에서 조종입력에 따른 목표 기동을 수행하기 위한 신규제어입력을 산출하게 되며, 신규제어입력과 현재 목표제어입력과의 차이를 반영하여 최종적으로 제어입력을 생성하게 된다.
도 3은 본 발명에 따른 제어 시스템의 블록도이다. 도시된 바와 같이 본 발명에 따른 무게중심의 이동을 고려한 항공기의 비선형 제어방법은 항공기에 적용되는 NDI 컨트롤러를 포함한 시스템으로 구현될 수 있다. NDI(Nonlinear Dynamic Inverstion) 컨트롤러는 비선형 제어기로서, 비행 중 발생하는 무게중심의 변화를 대처하는 방법을 제시한다.
NDI 컨트롤러는 Regulator, OBM 및 Inversion을 포함하여 구성될 수 있다.
Regulator는 항공기의 비행성 조건을 만족하기 위한 이상적인 응답특성을 생성하는 부분이다. Inversion은 항공기의 동적 특성을 제거하기 위하여 항공기의 모델을 역산(inverse)하게 된다. 여기서 항공기 모델을 역산하기 위하여 신규모델을 생성하는 요소는 OBM(On-Board Model)이다. 실제로 무게중심의 이동으로 인한 영향은 항공기 모델에 직접적으로 영향을 주기 때문에, OBM에만 영향을 주게 된다. 결국 OBM에 무게중심의 영향을 반영하여 신규 항공기 모델이 반영되므로 무게중심의 이동으로 인한 영향이 보상된 제어입력이 생성될 수 있다. OBM 모델은 항공기 운행 중 복수회로 갱신될 수 있으며, 실시간으로 갱신될 수 있다.
일 예로써, 항공기의 무게중심이 변화된 경우 변화된 무게중심을 기준으로 양력(Lift, L) 및 측력(Side Force, Y)으로 인하여 추가적인 모멘트가 발생하게 된다. 따라서 양력 및 측력으로 인하여 추가된 모멘트를 OBM에 반영하여 신규 항공기 모델을 생성한다. NDI는 OBM의 신규 항공기 모델이 업데이트되어 동적특성을 제거하고 목표제어입력값을 반영하여 최종적으로 제어입력을 발생시키게 된다.
NDI 컨트롤러를 통하여 발생되는 제어입력은 종축에 관하여 다음과 같다.
Figure pat00011
여기서, α는 받음각(Angle-of-attack), m은 항공기 질량, p, q, r은 각각 roll, pitch, yaw 축(x, y, z축)으로의 각속도, Ik는 k(k = x, y, z)축에 대한 관성모멘트(Principal moment of inertia), Ilm(l ≠ m, l,m = x, y, z)은 관성곱(Product of inertia), Mk(=
Figure pat00012
)는 pitch 축으로의 유차원 미계수, Δxcg는 무게중심이 이동한 거리, LLk(=
Figure pat00013
)은 항공기에 작용하는 양력(Lift)에 대한 유차원 미계수, δle 및 δre는 각각 좌측 및 우측 승강타(Elevator(수평 미익, Horizontal tail과 동일))의 변위,
Figure pat00014
는 항공기에 요구되어지는 pitch 각가속도이다.
또한 횡 방향 축에 대하여 제어입력은 다음과 같이 결정될 수 있다.
Figure pat00015
여기서, β는 옆미끄러짐각(Sideslip), Lk (=
Figure pat00016
)및 Nk(=
Figure pat00017
)는 각각 roll 및 yaw 축으로의 유차원 미계수, Yk(=
Figure pat00018
)은 항공기에 작용하는 측력(Side force)에 대한 유차원 미계수, δla 및 δra는 각각 좌측 및 우측 에일러론(Aileron)의 변위, δr은 러더(Rudder)의 변위,
Figure pat00019
및
Figure pat00020
는 각각 항공기에 요구되어지는 roll 및 yaw 각가속도이다. 그리고 Γ = IxIz - Ixz 2 이다.
결국 신규 모델로부터 무게중심의 변화량이 반영되어 조종면의 제어각(δ)을 변화시키도록 제어시스템의 출력이 보상된다.
한편, 도시되지는 않았으나, 무게중심의 변화량은 직접계산하지 않더라도 잔존연료량 및 엔진으로의 유입량 등의 측정되는 값에 따라 결정된 DB를 이용할 수 있다. 또한 DB에는 무장이 탑재되었을 때 무장의 사용에 따라 달라지는 무게중심의 위치 데이터가 포함될 수 있다. 결국 무게중심 DB를 이용하여 현재의 측정된 잔존연료량, 엔진에 유입되는 연료량, 무장의 무게 및 적재위치에 따른 DB를 이용하여 현재의 무게중심 및 이동거리를 추출할 수 있게 된다.
도 4는 본 발명에 따른 비선형 제어의 적용시와 미적용시의 항공기의 비행변수값이 도시된 그래프이며, 도 5는 본 발명에 따른 비선형 제어방법을 선형으로 변환하여 적용시와 미적용시의 항공기의 비행변수값이 도시된 그래프이다.
도 4 및 도 5에 나타난 시뮬레이션 결과는 초음속 고등훈련기를 대상으로 하여 수행되었다. 비행영역은 마하 0.8, 고도 20,000ft의 조건으로 시뮬레이션을 수행한 결과이다. 또한 무게중심은 35% MAC(Mean Aerodynamic Chord)이며, 변화된 부게중심의 위치는 41%인 경우를 대상으로 하여 시뮬레이션이 수행되었다.
시뮬레이션 결과는 1) 무게중심이 변하지 않은 경우 초기 항공기 모델로 제어를 수행한 경우, 2)　무게중심의 위치가 변하였으나 초기 항공기 모델로 시뮬레이션을 수행한 경우 3) 무게중심의 위치변화에 따라 신규 항공기 모델로 시뮬레이션을 수행한 경우가 나타나 있다.
도 4를 살펴보면 상측부터 고도, 속도(mach No.), Pitch 입력, 수직가속도(Nz), pitch rate, AOA(받음각, Angle-of-attack, AoA), Sym.HT(대칭적으로 동작하는 수평 미익의 각도, Angle of horizontal tails deflected symmetrically)가 순서대로 나타나 있다.
고도와 속도 데이터를 살펴보면 무게중심의 위치변화를 반영하여 신규 항공기 모델로 적용했을 때 무게중심이 변하지 않은 경우에 더 유사한 기동특성이 나타남을 알 수 있다.
pitch 기동을 살펴보면, 동일한 pitch 입력에 따라 보상되지 않은 경우 무게중심의 위치 변화에 따른 항공기의 모멘트의 변화로 반응이 크게 달라짐을 알 수 있다. 제어 모델 관점에서 댐핑(damping)요소의 값이 작아지게 되어 안정화되기까지 소요되는 시간도 증가하게 되며, 극단적으로 입력에 따라 불안정한 요소가 될 수 있다. 그러나 무게중심의 위치 이동을 고려하여 제어하는 경우 무게중심이 이동하지 않았던 때와 응답특성이 매우 유사하게 나타남을 알 수 있다. 또한 이외에도 pitch rate, AOA, Sym.HT의 응답특성이 무게중심의 위치가 변화되었을 때 초기 무게중심의 위치에서의 응답특성과 매우 유사하게 나타남을 알 수 있다.
도 4에 나타난 바와 같이, 무게중심의 위치변화에 따라 비선형 제어 보상이 이루어지면 무게중심의 위치가 변하지 않은 때와 매우 유사한 응답특성을 얻을 수 있으므로, 결국 조종사는 무게중심의 위치이동과 무관하게 동일한 조종입력을 발생시켜 원하는 기동을 수행할 수 있게 된다.
도 5는 비선형 제어방법을 선형으로 변환하여 적용하였을 때의 응답특성이 나타나 있다. 비선형 제어방법에서 다수의 비선형인자를 선형적으로 변환하여 적용하는 경우에도 비선형으로 제어할 때와 유사한 결과를 얻을 수 있음을 알 수 있다.
이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명은 무게중심의 이동을 고려한 항공기의 비선형 제어방법은 무게중심의 변화를 직접 OBM에 반영함으로써 적은 수의 게인(gain)값으로 대처하게 되며, 무게중심의 위치의 이동에 따라 현재 항공기의 모델을 구하고 이를 역산(INVERSE)하여 제어입력을 보상할 수 있으므로 무게중심의 정확한 위치를 구하지 않더라도 제어안정성을 향상시킬 수 있는 효과가 있다.
1: 항공기
10: 무게중심
P1: 제1 위치
P2: 제2 위치
S100: 조종입력에 대한 항공기의 조종면을 구동하기 위한 목표제어입력을 생성하는 단계
S200: 항공기의 비행 중 측정되는 비행변수로부터 무게중심의 변화가 반영된 신규 항공기 모델을 생성하는 단계
S300: 신규 항공기 모델로부터 동적특성을 제거하며, 목표 응답특성을 근거로 신규 항공기 모델을 역산하여 상기 목표제어입력을 보상하는 단계

Claims (7)

  1. 조종입력에 대한 항공기의 조종면을 구동하기 위한 목표제어입력을 생성하는 단계;
    상기 항공기의 비행 중 측정되는 비행변수로부터 무게중심의 변화가 반영된 신규 항공기 모델을 생성하는 단계; 및
    상기 신규 항공기 모델로부터 동적특성을 제거하며, 상기 목표 응답특성을 근거로 상기 신규 항공기 모델을 역산하여 상기 목표제어입력을 보상하는 단계를 포함하는 항공기 무게중심의 이동을 고려한 비선형 제어 방법.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 목표제어입력을 생성하는 단계 내지 상기 목표제어입력을 보상하는 단계는 종축과 횡축에 제어입력을 보상하는 것을 특징으로 하는 항공기 무게중심의 이동을 고려한 비선형 제어 방법.
  3. 제2 항에 있어서,
    상기 신규 항공기 모델을 생성하는 단계는 상기 무게중심의 변화에 따른 상기 횡축과 상기 종축의 추가된 모멘트가 반영된 것을 특징으로 하는 항공기 무게중심의 이동을 고려한 비선형 제어 방법.
  4. 제3 항에 있어서,
    상기 목표제어입력이 보상된 제어 입력은 종축의 입력에 대하여
    Figure pat00021

    인 것을 특징으로 하는 항공기 무게중심의 이동을 고려한 비선형 제어 방법.
  5. 제4 항에 있어서,
    상기 목표제어입력이 보상된 제어 입력은 횡축의 입력에 대하여,
    Figure pat00022

    인 것을 특징으로 하는 항공기 무게중심의 이동을 고려한 비선형 제어 방법.
  6. 제5 항에 있어서,
    상기 목표제어입력을 생성하는 단계 내지 상기 목표제어입력을 보상하는 단계는 상기 항공기의 운행도중 반복수행되는 것을 특징으로 하는 항공기 무게중심의 이동을 고려한 비선형 제어 방법.
  7. 제2 항에 있어서,
    상기 신규 항공기 모델을 생성하는 단계는 상기 무게중심의 이동을 고려한 항공기의 특성이 반영된 On-Board Model을 생성하며,
    상기 On-Board Model은 상기 항공기의 운행 중 실시간으로 갱신되는 것을 특징으로 하는 항공기 무게중심의 이동을 고려한 비선형 제어 방법.



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