KR20200025890A - 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법 - Google Patents

항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은, 항공기의 동특성을 제거하고 동적 요구 입력을 산출하도록 구성되는 목표 동역학을 설계하는 단계, 각가속도 센서로부터 측정된 각가속도와 동적 요구 입력의 차이를 입력으로 하여 항공기의 수학적 비선형 모델을 산출하고 역변환(Inversion)으로 제거하여 각가속도로 표현되는 역운동 모델을 설계 및 목표 동역학의 제어기의 파라미터를 최적화하는 단계를 포함하는 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법에 관한 것이다.
본 발명에 따른 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법은 각가속도 센서를 이용한 증분방식의 동적 역변환 제어 방식을 기반으로 비행성 여유를 만족시킬 수 있으며, 위상여유 및 등가 시간지연 특성을 개선하여 안정성을 동시에 만족시켜 감항인증 획득이 용이해지는 효과가 있다.

Description

항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법{METHOD OF PARAMETER OPTIMIZATION FOR ENSURING LONGITUDINAL AXIS STABILITY AND FLYING QUALITY FOR AIRCRAFT}
본 발명은 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법에 관한 것이며, 보다 상세하게는 센서로부터 측정되는 각가속도 정보를 이용하여 증분 방식의 비선형 동적모델역변환(Incremental Nonlinear Dynamic Inversion, INDI) 제어법칙을 설계하며 최적화하는 방법에 관한 것이다.
현대의 고성능 전투기는 고기동성(high maneuverability)을 확보하기 위해 정안정성완화(Relaxed Static Stability, RSS)개념으로 형상을 설계한다. 따라서 불안정한 항공기에 안정성(stability) 및 임무에 적합한 비행성(flying qualities)을 부여하기 위해 비행제어계통(Flight Control System, FCS)을 설계한다.
나아가 최근 조종성능과 더불어 비행안전을 목표로 하는 양산항공기에는 비행제어컴퓨터의 계산처리량, 메모리 저장공간 등의 제약 등으로 인해 기 검증된 고전제어 또는 고전제어를 보완한 진보된 제어이론이 적용되고 있다.
특히 항공기의 운용 중 물적 특성이 달라지는 경우에 고전적인 방법으로 변화하는 물적 특성의 변화에 대응하여 강건한 제어가 이루어지지 못하는 문제점이 발생하게 된다. 이러한 문제점을 해결하기 위하여 무게중심의 변화를 최소화하는 기술이 대한민국 등록특허 제1,445,221호로 개시되어 있다.
그러나 종래기술로서 물리적 특성변화를 줄이기 위한 방법은 항공기의 물리적 특성을 운용 중에 능동적으로 변화시키기 어려우며, 풍동시험을 통하여 비행체의 비행특성에 대하여 모사된 모델을 선택하더라도 실제 비행할 때의 특성과는 차이가 발생하여 안성정이 낮아지게 되는 문제점이 있다.
대한민국 등록특허 제1,445,221호
본 발명은 종래의 항공기의 변화하는 무게중심에 대응하여 항공기의 센서기반 비선형 동적모델역변환 제어방식에서 세로축의 비행성 및 안정성을 충족시키는 제어 파라미터를 최적화 시키는 방법을 제공하는 것에 그 목적이 있다.
상기 과제의 해결 수단으로서, 항공기의 동특성을 제거하고 동적 요구 입력을 산출하도록 구성되는 목표 동역학을 설계하는 단계, 각가속도 센서로부터 측정된 각가속도와 동적 요구 입력의 차이를 입력으로 하여 항공기의 수학적 비선형 모델을 산출하고 역변환(Inversion)으로 제거하여 각가속도로 표현되는 역운동 모델을 설계 및 목표 동역학의 제어기의 파라미터를 최적화하는 단계를 포함하는 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법이 제공될 수 있다.
여기서 목표 동역학의 제어기는, 조종사의 수직가속도 명령, 센서로부터 측정되는 항공기의 수직가속도, 피치각속도 궤환(feedback) 입력으로 피치 각가속도 명령을 산출하도록 구성될 수 있다.
한편, 목표 동역학의 제어기의 파라미터는, 소정 기준에 따른 안정성 여유를 최상위 제약조건(Hard Constraint)으로 하며, 비행성 설계목표를 하위 제약조건(Soft Constraint)으로 하여 결정될 수 있다.
또한, 목표 동역학의 제어기는,
Figure pat00001
로 설계하며, 여기서,
Figure pat00002
는 조종사의 수직가속도 명령이며,
Figure pat00003
는 센서로부터 측정되는 항공기의 수직가속도이며,
Figure pat00004
는목표동역학으로부터 산출되는 목표로 하는 피치 각가속도 명령이며,
Figure pat00005
는 피치 각속도 궤환이며,
Figure pat00006
,
Figure pat00007
,
Figure pat00008
및
Figure pat00009
는 제어이득 파라미터일 수 있다.
또한, 목표 동역학은 조종사의 수직가속도 명령단에 진상보상기(lead compensator)를 더 포함하여 설계될 수 있다.
한편, 안정성 여유는 이득여유 및 위상여유를 포함할 수 있다.
또한, 비행성 설계 목표는 단주기(short-period) 이며, 경우에 따라 장주기 모드에 대한 설계 목표를 포함할 수 있다.
한편, 파라미터의 초기값은
Figure pat00010
,
Figure pat00011
,
Figure pat00012
로 결정될 수 있다.
본 발명에 따른 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법은 각가속도 센서를 이용한 증분방식의 동적 역변환 제어 방식을 기반으로 비행성 여유를 만족시킬 수 있으며, 위상여유 및 등가 시간지연 특성을 개선하여 안정성을 동시에 만족시켜 감항인증 획득이 용이해지는 효과가 있다.
도 1은 본 발명에 따른 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법의 순서도이다.
도 2는 도 1의 파라미터 최적화 단계의 상세한 순서도이다.
도 3은 본 발명에 따른 항공기 제어 시스템의 블록선도이다.
도 4는 도 1의 동적 제어 이득을 도출하기 위한 목표동역학의 블록도이다.
도 5는 비행성 파라미터 최적화 결과의 일 예가 나타난 테이블이다.
도 6은 도 6은 case에 따른 비행성 및 안정성 여유를 나타낸 테이블이다.
도 7은 설계 및 최적화 방식에 따른 보데선도가 도시된 도면이다.
도 8은 단위입력에 때한 시간에 따른 응답특성이 도시된 그래프이다.
이하, 본 발명의 실시 예에 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법에 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 기술 분야의 일반적인 기술자 수준에 비추어 보아, 당연히 포함되어야 할 구성요소로 인정되는 경우, 이에 대하여는 설명을 생략한다.
도 1은 본 발명에 따른 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법의 순서도이며, 도 2는 도 1의 파라미터 최적화 단계의 상세한 순서도이며, 도 3은 본 발명에 따른 항공기 제어 시스템의 블록선도이고, 도 4는 도 1의 동적 제어 이득을 도출하기 위한 목표동역학의 블록도이다.
도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법은 독립적으로 설계되는 목표 동역학(1)과 동적역변환(2)을 통하여 생성되는 제어입력에 의한 항공기의 출력이 비행성과 안정성을 모주 충족할 수 있도록 설계될 수 있다.
본 발명에 따른 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법은 목표 동역학 설계 단계(S100), 역운동 모델 설계 단계(S200) 및 파라미터 최적화 단계(S300)를 포함하여 구성될 수 있다.
목표 동역학 설계 단계(S100)는 도 4에 도시된 바와 같이 세로축(longitudinal)에 대하여 비례-적분 방식으로 제어기가 설계될 수 있다. 제어기는 비행성 파라미터를 포함하여 구성되며, 비행성 설계목표를 기반으로 초기값을 설정하고 파라미터는 차후 최적화 단계를 통하여 항공기 모델, 센서 및 구동기가 포함된 선형제어시스템에서 설계 목표를 만족할 수 있도록 구성된다.
목표 동역학(1)의 제어기는 다음의 제어법칙으로 설계될 수 있다.
Figure pat00013
여기서,
Figure pat00014
는 조종사의 수직가속도 명령이며,
Figure pat00015
는 센서로부터 측정되는 항공기의 수직가속도이며,
Figure pat00016
는목표동역학으로부터 산출되는 목표로 하는 피치 각가속도 명령이며,
Figure pat00017
는 피치 각속도 궤환이며,
Figure pat00018
,
Figure pat00019
,
Figure pat00020
및
Figure pat00021
는 제어이득 파라미터를 나타낸다.
무게중심의 수직가속도 및 선형시스템의 관계식으로부터 받음각은 다음과 같이 피치 각속도로 표현될 수 있다.
Figure pat00022
,
Figure pat00023
,
Figure pat00024
여기서
Figure pat00025
는 항공기 속도,
Figure pat00026
는 중력가속도 및
Figure pat00027
는 피치자세각 시정수(pitch attitude time constant)로서 항공기 모델로부터 획득할 수 있다.
상기 관계식을 라플라스 변환(laplace transform)하고 목표 동역학의 관계식에 적용하여 정리하면 다음과 같이 표현될 수 있다.
Figure pat00028
여기
Figure pat00029
,
Figure pat00030
,
Figure pat00031
,
Figure pat00032
이다.
한편, 각 파라미터는 다음과 같이 결정할 수 있다.
Figure pat00033
,
Figure pat00034
,
Figure pat00035
결정된 파라미터를 전달함수에 적용하면 다음과 같이 표현될 수 있다.
Figure pat00036
그리고, 분자 항의
Figure pat00037
에 의한 효과를 상쇄하기 위하여
Figure pat00038
를 다음의 식으로 정의할 수 있다.
Figure pat00039
또한, 목표 동역학(1)의 제어기는 조종특성을 개선할 수 있도록 세로축 조종명령단에 진상보상기(lead compensator, 11)를 포함하여 구성될 수 있다. 여기서 특별한 경우를 제외하고 시스템의 영점(zero)는 피드백 시스템에 의해 영향을 받지 않고 항공기 자체의 공력특성에 의하여 결정된다. 다만, 영점의 위치는 조종특성에 영향을 미치기 때문에 설계자가 원하는 조종특성을 얻기 위해서는 적절한 값을 갖도록 설계되어야 한다. 진상보상기(11)의 전달함수에서 극점-영점 상쇄(pole-zero cancelation)를 적용하면 다음을 얻을 수 있다.
Figure pat00040
이로부터 임의의 피드백 시스템에 대하여 진상보상기(11)를 사용하여 조종특성을 향상시켜 설계 목표를 만족시킬 수 있게 된다. 여기서,
Figure pat00041
,
Figure pat00042
의 파라미터로 설정한다.
역운동 모델 설계 단계(S200)는 비선형 항공기의 모델을 산출하고 제거하는 단계이다. 역운동 모델은 각가속도로 표현된다. 역운동 모델은 항공기에 장착된 각가속도 센서로부터 직접 각가속도 정보를 획득하여 제어할 수 있도록 구성된다.
구체적으로 비선형 동적모델역변환 제어입력을 산출하면 다음과 같이 표현될 수 있다.
Figure pat00043
여기서
Figure pat00044
는 상태 백터(state vector)이고,
Figure pat00045
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 pat00046
및 제어입력
Figure pat00047
에 대하여 Taylor 시리즈로 전개하고, 간략화하면 다음과 같이 표현이 가능하다.
Figure pat00048
Figure pat00049
Figure pat00050
여기서
Figure pat00051
이며,
Figure pat00052
이다. 상기 식을 제어면 변위에 대하여 표현하면 다음과 같다.
Figure pat00053
여기서
Figure pat00054
는
Figure pat00055
에서의 각가속도가 되며,
Figure pat00056
에서의 각가속도 (
Figure pat00057
)에 대한 함수로 표현가능하다. 여기서 B의 역행렬이 존재하면 제어입력
Figure pat00058
는 다름과 같이 표현될 수 있다.
Figure pat00059
여기서
Figure pat00060
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 pat00061
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, 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.
파라미터 최적화 단계(S300)는 안정성 요구도 및 비행성 요구도를 모두 만족하는 파라미터 값을 최적화 할 수 있도록 구성된다.
도 2를 다시 살펴보면, 파라미터 최적화 단계(S300)는 비행조건 설정단계(S310), 안정성 및 비행성 요구도 설정단계(S320), 초기값 설정 단계(S330), 안정성 만족여부 판단단계(S340), 비행성 만족여부 판단 단계(S350), 파라미터 갱신 단계(S360)를 포함하여 구성될 수 있다.
비행조건 설정단계(S310)는 항공기의 파라미터 설정 값을 찾기 위한 비행조건을 설정하는 단계이다. 특정 비행상태를 선정할 수 있으며, 일 예로 속도는 Mach number 0.8 및 5000ft인 조건이 설정될 수 있다.
안정성 및 비행성 요구도 설정단계(S320)는 만족해야 하는 성능의 기준값을 설정하는 단계에 해당한다. 안정성 및 비행성 요구도는 감항기준(airworthiness certification)인 MIL-HDBK-513C에서 제시하는 요구도로 설정될 수 있다.
초기값 설정 단계(S330)는 수많은 파라미터 설정 값들 중에서 신속한 최적화 결과를 도출하기 위해 초기값을 설정하는 단계에 해당한다.
전술한 전달함수에서 폐회로의 특성방정식은 다음과 같이 표현될 수 있다.
Figure pat00062
여기서
Figure pat00063
는 단주기 모드 감쇄비(damping ratio)이며,
Figure pat00064
는 고유진동수(natural frequency)를 나타낸다.
상기 전달함수와 특성방정식으로부터 비행성 파라미터의 초기값은 전술한 바와 같이 결정될 수 있다.
Figure pat00065
,
Figure pat00066
,
Figure pat00067
안정성 및 비행성 만족여부 판단단계(S340)는 안정성 여유를 Hard Constraint로 설정하며, 비행성 설계 기준을 Soft constraint로 설정하여 설계기준 만족여부를 평가할 수 있다.
안정성 만족여부는 설정된 파라미터 값을 적용하여 항공기의 제어를 수행할 때 전술한 안정도 요구도를 만족하는지 여부를 판단하는 단계에 해당한다.
안정성 만족여부는 일 예로 이득여유, 위상여유, 고유값(eigenvalue) 및 Nichols Margin 로 판단될 수 있다.
비행성 만족여부는 안정성 만족여부를 수행하여 현재 설정된 파라미터 값이 적용되었을 때 안정성이 만족되는 경우에 수행될 수 있다. 비행성 만족여부의 판단은 설정된 파라미터 값을 적용하여 항공기의 제어를 수행할 때 비행성 요구도를 만족하는지 여부를 판단하여 수행될 수 있다.
비행성 설계 기준의 예로서 Tier #1의 단주기 모드 감쇄비, 주파수, 조종특성 매개변수(control anticipation Parameter, CAP), 등가시간지연 및 Dropback 이 될 수 있으며, 경우에 따라 장주기 모드에 대한 설계 목표를 포함할 수 있다.
파라미터 갱신 단계(S350)는 안정성 만족 및 비행성 만족을 모두 만족할 수 있도록 파라미터를 갱신하는 단계에 해당하며, 파라미터의 변화에 따른 안정성과 비행성의 변화 경향을 고려하여 갱신방향, 즉 파라미터를 증가시키거나 감소시키는 방향이 결정되어 갱신될 수 있다.
한편, 안정성 및 비행성 만족여부 판단단계(S340) 내지 갱신단계(S350)는 안정성과 비행성 요구도를 모두 만족하는 파라미터 값이 결정될 때 가지 반복 수행될 수 있다.
이하에서는 도 5 내지 도 8을 참조하여 본 발명에 따른 파라미터의 최적화에 따른 결과를 설명하도록 한다.
이하에서의 세 가지 case에 대한 데이터에 대하여 설명하며, case 1은 최적화 단계(S300)에서 단주기 모드 비행성 설계 목표를 Soft Constraint로 설정한 경우의 대조군이며, case 2 및 case 3은 본 발명의 실시예에 따른 일 예이다. case 2는 안정성 여유 및 Nichols Margin 설계기준을 Hard Constraint로 설정하고 비행성 설계 목표를 Soft Constraint로 선정한 경우, case 3은 case 1 로부터 산출된 비행성 파라미터를 기반으로 진상보상기(11)를 설계하고 case 2의 최적화 방식으로 진상보상기(11)의 파라미터를 최적화한 경우(C2)에 대한 평가가 나타나 있다.
도 5는 비행성 파라미터 최적화 결과의 일 예가 나타난 테이블이다. 여기서 case 2의 경우에는 피치각속도 궤환 비행성 파라미터가 case 1에 비해 다소 감소되었으나, 비행성 및 위상여유가 만족된 결과가 나타나 있다. case 3은 case 1의 비행성 파라미터 조합을 유지한 상태에서 불만족하는 안정성 여유를 개선하기 위해 앞섬보상필터를 설계하고 계수를 최적화한 결과이다.
도 6은 case에 따른 비행성 및 안정성 여유를 나타낸 테이블이다. 도시된 바와 같이 case 1의 경우에는 비행성 수준 1을 만족하지만 위상여유가 39.3ㅀ으로 45ㅀ이상을 만족하지 못하는 결과가 나타났다. 따라서 case 2와 같이 안정성 여유 및 비행성을 설계목표로 하고 비행성 파라미터를 최적화 한 경우 비행성 설계목표를 만족함과 동시에 안정성 여유도 만족하는 결과를 얻을 수 있음을 확인할 수 있다. case 3의 경우 비행성을 만족하는 case 1에서 안정성을 확보할 수 있도록 진상보상기(11)를 설계하여 안정성을 확보할 수 있게 된다.
도 7은 설계 및 최적화 방식에 따른 보데선도가 도시된 도면이다. 도시된 바와 같이, 제어시스템의 이득교차주파수를 유지한 상태에서 위상을 끌어올림으로써 위상여유가 개선됨을 확인할 수 있으며, 전체 제어 시스템 관점에서 위상여유는 개선되는 반면, 비행성 수준 1 이내로 단주기 감쇄비가 감소하는 것을 확인할 수 있다. 또한 위상여유와 이득여유는 반비례 관계에 있어 위상여유가 증가되면 이득여유는 상대적으로 감소하는 특성이 나타나 비행성과 안정성은 상반된 관계로 해석할 수 있으므로 적절한 trade off를 통하여 제어법칙을 설계할 수 있게 된다.
도 8은 단위입력에 때한 시간에 따른 응답특성이 도시된 그래프이다. 도시된 바와 같이, case 2 및 case 3의 경우 감쇄비의 감소로 인하여 과도 응답 특성 및 안정화 단계에서 응답 특성에 변화가 있음을 확인할 수 있다. 그러나 안정화 단계에서 한 번의 초과(overshoot) 응답으로 곧바로 안정화 되어 비행성 수준을 만족하는 것을 확인할 수 있다.
이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법은 비선형 동적모델역변환 제어 방식을 적용하며, 제어기를 설계시 안정성 및 비행성 요구도에 따른 파라미터의 최적화를 통하여 요구도를 만족할 수 있어 항공기의 특성이 변화하더라도 감항인증을 만족하는 효과를 발휘할 수 있다.
1: 목표 동역학
11: 진상보상기
2: 역운동 모델
S100: 목표 동역학 설계 단계
S200: 역운동 모델 설계 단계
S300: 파라미터 최적화 단계
S310: 비행조건 설정 단계
S320: 안정성 및 비행요구도 설정 단계
S330: 초기값 설정 단계
S340: 안정성 및 비행성 만족여부 판단 단계
S350: 파라미터 갱신 단계

Claims (7)

  1. 항공기의 동특성을 제거하고 동적 요구 입력을 산출하도록 구성되는 목표 동역학을 설계하는 단계;
    각가속도 센서로부터 측정된 각가속도와 상기 동적 요구 입력의 차이를 입력으로 하여 상기 항공기의 수학적 비선형 모델을 산출하고 역변환(Inversion)으로 제거하여 각가속도로 표현되는 역운동 모델을 설계; 및
    상기 목표 동역학의 제어기의 파라미터를 최적화하는 단계를 포함하며,
    상기 목표 동역학의 제어기는,
    조종사의 수직가속도 명령;
    센서로부터 측정되는 상기 항공기의 수직가속도;
    피치각속도 궤환(feedback) 입력으로 피치 각가속도 명령을 산출하도록 구성되는 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 목표 동역학의 제어기의 파라미터는,
    소정 기준에 따른 안정성 여유를 최상위 제한조건(Hard Constraint)으로 하며,
    비행성 설계목표를 Soft Constraint로 하여 결정되는 것을 특징으로 하는 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법.
  3. 제1 항에 있어서,
    상기 목표 동역학의 제어기는,
    Figure pat00068

    로 설계하며,
    여기서,
    Figure pat00069
    는 상기 조종사의 수직가속도 명령이며,
    Figure pat00070
    는 상기 센서로부터 측정되는 항공기의 수직가속도이며,
    Figure pat00071
    는 상기 목표동역학으로부터 산출되는 목표로 하는 피치 각가속도 명령이며,
    Figure pat00072
    는 피치 각속도 궤환이며,
    상기
    Figure pat00073
    ,
    Figure pat00074
    ,
    Figure pat00075
    및
    Figure pat00076
    는 제어이득 파라미터인 것을 특징으로 하는 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법.
  4. 제2 항에 있어서,
    상기 목표 동역학은 상기 조종사의 수직가속도 명령단에 진상보상기(lead compensator)를 더 포함하여 설계되는 것을 특징으로 하는 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법.
  5. 제4 항에 있어서,
    상기 안정성 여유는 이득여유 및 위상여유를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법.
  6. 제4 항에 있어서,
    상기 비행성 설계목표는 단주기(short-period) 모드에 대한 목표를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법.
  7. 제3 항에 있어서,
    상기 파라미터의 초기값은
    Figure pat00077
    ,
    Figure pat00078
    ,
    Figure pat00079
    로 결정되는 것을 특징으로 하는 항공기 세로축 안정성 및 비행성 충족을 위한 파라미터 최적화 방법.
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