본 논문에서는 고정익 항공기 전술기동을 구현하기 위하여 감항인증규정을 바탕으로 항공기의 비행성능 평가한 후 전술기동 자율 비행 구현을 위한 제어 시스템을 설계한다. 항공기는 감항인증규정(airworthiness standard)의 제반 요구조건을 만족시킬 수 있도록 설계되고 이를 입증하여야 한다. 감항인증규정은 항공기가 비행조건하에서 정상적인 성능과 안정성을 발휘할 수 있는 능력을 확보하기 위하여 법령으로 제정된 설계기준을 말한다. 본 논문에서는 ...
본 논문에서는 고정익 항공기 전술기동을 구현하기 위하여 감항인증규정을 바탕으로 항공기의 비행성능 평가한 후 전술기동 자율 비행 구현을 위한 제어 시스템을 설계한다. 항공기는 감항인증규정(airworthiness standard)의 제반 요구조건을 만족시킬 수 있도록 설계되고 이를 입증하여야 한다. 감항인증규정은 항공기가 비행조건하에서 정상적인 성능과 안정성을 발휘할 수 있는 능력을 확보하기 위하여 법령으로 제정된 설계기준을 말한다. 본 논문에서는 해석적 방법을 이용하여 KLA-100 항공기의 한국 감항인증 규정 Subpart-B 만족여부를 입증하고자 한다. 해석적 방법에는 비선형 최적제어 방법과 Psuedo-spectral 기법, 강건 2차 계획법(robust sequential quadratic programming)을 사용하였다. 고정익 항공기의 비행성능을 최대로 활용하면서 다양한 전술기동을 구현하기 위하여 기동비행 라이브러리(maneuver library)를 정의한다. 기동비행 라이브러리는 고도와 경사각 변화, 고리기동(loop maneuver)으로 일반화되며, 각 기동비행 라이브러리를 구분하기 위하여 모달입력(modal input) 변수를 정의하였다. 즉, 기동비행 라이브러리 구축은 모달입력의 경로를 생성하는 것과 같다. 모달입력에 대한 경로는 기동진입, 최대가속도, 기동전환, 최저가속도, 기동탈출과 같은 5개 단계로 구분되며, 각 단계에 대응되는 경로를 7차 다항식으로 모델링 한다. 앞서 설계된 기동비행 라이브러리와 다중 비행제어 시스템을 융합하여 자율성(autonomous) 수준 4단계를 만족하는 자율비행제어 시스템을 설계한다. 모델 추종 제어기법(model following controller)을 이용하여 자세 제어기와 각속도(angular rate) 제어기를 설계하였으며, 비례-적분-미분(proportional-integral-derivative) 제어기법을 이용하여 속도 제어기를 구축한다. 3가지 비행제어기법을 기동비행 라이브러리와 융합함으로써 자율비행제어 시스템을 구축하였으며, 기동비행 라이브러리와 비행제어기가 필요에 따라 함께 전환되는 구조로 설계하였다. 각 비행제어 시스템의 제어이득은 조종성 요구조건을 바탕으로 설계된다. 조종성 요구조건에 대한 기준은 MIL-STD-1797A와 B를 이용하였다. MIL-STD-1797는 저차등가모델(low equivalent model)과 감쇄비(damping ratio), 고유진동수(natural frequency)와 같은 비행특성과 단주기 모드(short period mode), 더치 롤 모드(dutch roll mode), 롤 모드(roll mode)와 같은 안정성에 대한 요구조건을 포함하고 있다. 본 논문에서는 CONDUIT®을 이용하여 MIL-STD-1797A 또는 B의 조종성 요구조건을 만족하는 비행제어시스템의 제어이득을 계산한다. 또한, 적응형 신경회로망의 조절 변수(tuning parameter)가 항공기 조종성 특성에 미치는 영향을 분석함으로써 적응형 신경회로망의 조종성 향상능력을 입증하였다. 본 논문은 감항인증규정을 바탕으로 항공기 비행성능을 해석한 후 기동비행 라이브러리를 이용한 자율비행제어시스템을 설계하여 전술기동을 수행하므로 유•무인 고정익 또는 회전익, 복합 형상 항공기의 자율 비행제어 시스템 개발에 유용할 것으로 판단된다.
본 논문에서는 고정익 항공기 전술기동을 구현하기 위하여 감항인증규정을 바탕으로 항공기의 비행성능 평가한 후 전술기동 자율 비행 구현을 위한 제어 시스템을 설계한다. 항공기는 감항인증규정(airworthiness standard)의 제반 요구조건을 만족시킬 수 있도록 설계되고 이를 입증하여야 한다. 감항인증규정은 항공기가 비행조건하에서 정상적인 성능과 안정성을 발휘할 수 있는 능력을 확보하기 위하여 법령으로 제정된 설계기준을 말한다. 본 논문에서는 해석적 방법을 이용하여 KLA-100 항공기의 한국 감항인증 규정 Subpart-B 만족여부를 입증하고자 한다. 해석적 방법에는 비선형 최적제어 방법과 Psuedo-spectral 기법, 강건 2차 계획법(robust sequential quadratic programming)을 사용하였다. 고정익 항공기의 비행성능을 최대로 활용하면서 다양한 전술기동을 구현하기 위하여 기동비행 라이브러리(maneuver library)를 정의한다. 기동비행 라이브러리는 고도와 경사각 변화, 고리기동(loop maneuver)으로 일반화되며, 각 기동비행 라이브러리를 구분하기 위하여 모달입력(modal input) 변수를 정의하였다. 즉, 기동비행 라이브러리 구축은 모달입력의 경로를 생성하는 것과 같다. 모달입력에 대한 경로는 기동진입, 최대가속도, 기동전환, 최저가속도, 기동탈출과 같은 5개 단계로 구분되며, 각 단계에 대응되는 경로를 7차 다항식으로 모델링 한다. 앞서 설계된 기동비행 라이브러리와 다중 비행제어 시스템을 융합하여 자율성(autonomous) 수준 4단계를 만족하는 자율비행제어 시스템을 설계한다. 모델 추종 제어기법(model following controller)을 이용하여 자세 제어기와 각속도(angular rate) 제어기를 설계하였으며, 비례-적분-미분(proportional-integral-derivative) 제어기법을 이용하여 속도 제어기를 구축한다. 3가지 비행제어기법을 기동비행 라이브러리와 융합함으로써 자율비행제어 시스템을 구축하였으며, 기동비행 라이브러리와 비행제어기가 필요에 따라 함께 전환되는 구조로 설계하였다. 각 비행제어 시스템의 제어이득은 조종성 요구조건을 바탕으로 설계된다. 조종성 요구조건에 대한 기준은 MIL-STD-1797A와 B를 이용하였다. MIL-STD-1797는 저차등가모델(low equivalent model)과 감쇄비(damping ratio), 고유진동수(natural frequency)와 같은 비행특성과 단주기 모드(short period mode), 더치 롤 모드(dutch roll mode), 롤 모드(roll mode)와 같은 안정성에 대한 요구조건을 포함하고 있다. 본 논문에서는 CONDUIT®을 이용하여 MIL-STD-1797A 또는 B의 조종성 요구조건을 만족하는 비행제어시스템의 제어이득을 계산한다. 또한, 적응형 신경회로망의 조절 변수(tuning parameter)가 항공기 조종성 특성에 미치는 영향을 분석함으로써 적응형 신경회로망의 조종성 향상능력을 입증하였다. 본 논문은 감항인증규정을 바탕으로 항공기 비행성능을 해석한 후 기동비행 라이브러리를 이용한 자율비행제어시스템을 설계하여 전술기동을 수행하므로 유•무인 고정익 또는 회전익, 복합 형상 항공기의 자율 비행제어 시스템 개발에 유용할 것으로 판단된다.
This reasearch deals with design of control system to implement the autonomous tactical maneuver after evaluating the flight performance based on airworthiness standards. The aircraft has to be designed to satisfy the airworthiness standards and the fact that the aircraft satisfies the airworth...
This reasearch deals with design of control system to implement the autonomous tactical maneuver after evaluating the flight performance based on airworthiness standards. The aircraft has to be designed to satisfy the airworthiness standards and the fact that the aircraft satisfies the airworthiness standards must be proved. The airworthiness standards are the design criterias defined by laws to guarantee the flight performance and the aircraft stability. This research tries to prove whether the KLA-100 aircraft can satisfy the Korea airworthiness standards Subpart-B or not by using analytical means of compliance. The analytical means is constructed by nonlinear optimal control problem theory, psedo-spectral method, and robust sequential quadratic programming. The maneuver libraries are defined to implement the various tactical maneuver with utilizing the maximum flight performance. The maneuver libraries are generalized by altitude, roll angle, and loop maneuver. To distinguish the each maneuver library, the modal input are defined. In other words, the maneuver libraries generation is same as trajectory generation of modal input. The trajectory for modal input is defined by 5 phase such as entry, steady-1, transition, steady-2, exit. The trajectory for each phase is created by 7th order polynomial. By amalgamating the maneuver libraries and multi flight control system, the autonomous flight control system satisfying the level-4 requirements are designed. The attitude control system and angular rate control system are constructed by MFC and the speed control system is developed by PID controller. These controller are fused with maneuver libraries. The controllers and maneuver libraries can be switched as needed. The control gains of each flight control system are designed based on handling qualities requriements written as MIL-STD-1797A and B. MIL-STD-1797 includes the low order equivalent model, the requirement of damping ratio and natural frequency. Moreover, it includes the stability requirements to the short period mode, dutch roll mode, roll mode. This research uses the CONDUIT® to calculate the control gains satisfying the MIL-STD-1797A and B. Additionally, the handling qualities enhancement ability of adaptive neural network is proved by analizing the effect of tuning parameter. This research implements the tactical maneuver by designing autonomous flight control system using maneuver libraries after analyzing the flight performance based on airworthiness standards. It is judged that this research is very useful for designing autonomous flight control system of the unmanned aerial vehicles, compound aircraft.
This reasearch deals with design of control system to implement the autonomous tactical maneuver after evaluating the flight performance based on airworthiness standards. The aircraft has to be designed to satisfy the airworthiness standards and the fact that the aircraft satisfies the airworthiness standards must be proved. The airworthiness standards are the design criterias defined by laws to guarantee the flight performance and the aircraft stability. This research tries to prove whether the KLA-100 aircraft can satisfy the Korea airworthiness standards Subpart-B or not by using analytical means of compliance. The analytical means is constructed by nonlinear optimal control problem theory, psedo-spectral method, and robust sequential quadratic programming. The maneuver libraries are defined to implement the various tactical maneuver with utilizing the maximum flight performance. The maneuver libraries are generalized by altitude, roll angle, and loop maneuver. To distinguish the each maneuver library, the modal input are defined. In other words, the maneuver libraries generation is same as trajectory generation of modal input. The trajectory for modal input is defined by 5 phase such as entry, steady-1, transition, steady-2, exit. The trajectory for each phase is created by 7th order polynomial. By amalgamating the maneuver libraries and multi flight control system, the autonomous flight control system satisfying the level-4 requirements are designed. The attitude control system and angular rate control system are constructed by MFC and the speed control system is developed by PID controller. These controller are fused with maneuver libraries. The controllers and maneuver libraries can be switched as needed. The control gains of each flight control system are designed based on handling qualities requriements written as MIL-STD-1797A and B. MIL-STD-1797 includes the low order equivalent model, the requirement of damping ratio and natural frequency. Moreover, it includes the stability requirements to the short period mode, dutch roll mode, roll mode. This research uses the CONDUIT® to calculate the control gains satisfying the MIL-STD-1797A and B. Additionally, the handling qualities enhancement ability of adaptive neural network is proved by analizing the effect of tuning parameter. This research implements the tactical maneuver by designing autonomous flight control system using maneuver libraries after analyzing the flight performance based on airworthiness standards. It is judged that this research is very useful for designing autonomous flight control system of the unmanned aerial vehicles, compound aircraft.
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