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문제 정의
- 축소기의 목적이 틸트로터 비행특성 및 제어법칙 검증이므로 성능보다는 신뢰성이 입증된 하드웨어를 선정하였으며, FCC의 경우 부동소수점 연산기능이 없어 OFP의 개발시 계산부하를 최대한 줄이기 위해 노력하였다. 또한 자동착륙 비행을 위해 반드시 장착해야 한다고 알려진 DGNS와 같은 정밀 항법센서를 탑재하지 않은 점에 주목하자.
- 본 논문에서는 틸트로터 축소기를 이용해 자동비행시험을 수행하는 동안 발생한 틸트로터 항공기의 기술적인 문제들에 대해 서술하고, 문제의 원인과 해결방법을 자세하게 기술하였다. 또한 이러한 문제를 해결한 후 이륙에서부터 자동천이를 거쳐 착륙에 이르는 전 비행영역을 외부 조종사의 도움 없이 내부조종사에 의해 자동적으로 수행 하였으며, 이러한 전 자동비행에 대해 간략하게 기술하였다.
- 본 장에서는 문제의 발생순서가 아닌 천이경로선 상에서 저속구간부터 발생한 문제의 발생원인과 해결방안을 서술하기로 한다.
제안 방법
- 이러한 문제를 비행시험 현장에서 해결하기 위해서 그림 6으로 제어기 구조를 복원하였으며, 그림 7의 구조를 이용하여 설계된 기존 이득을 변경하지 않고 HILS를 수행하였다. HILS와 비행 시험을 통해 문제가 발생하지 않았으므로 이후 이득 최적화를 수행하지 않고 그림 6과 같이 구조만 변경된 피치자세 제어기를 이용해서 수동비행에 의한 완전천이 비행시험을 완료하였다.
- 따라서 과도입력에 대한 필터링 기능과 목표 고도 도달시 고도 증가율을 완화시키기 위해서 상승률 제한기를 고도명령에 추가하였다.
- 본 논문에서는 틸트로터 축소기를 이용해 자동비행시험을 수행하는 동안 발생한 틸트로터 항공기의 기술적인 문제들에 대해 서술하고, 문제의 원인과 해결방법을 자세하게 기술하였다. 또한 이러한 문제를 해결한 후 이륙에서부터 자동천이를 거쳐 착륙에 이르는 전 비행영역을 외부 조종사의 도움 없이 내부조종사에 의해 자동적으로 수행 하였으며, 이러한 전 자동비행에 대해 간략하게 기술하였다.
- 또한 피치자세 SCAS 제어기 내에서 기준 피치 자세각을 2도로 유지하는 대신 속도유지모드가 자세각 ±6도를 유지 가능하도록 설계하였다.
- 플랩스케줄을 10도에서 설계값인 11도로 증가시켰다. 또한 피치자세 SCAS에 고정익모드에 진입하는 경우 2도의 피치 자세각 트림을 유지하도록 스케줄을 추가하였다. 이러한 피치자세 스케줄은 속도유지모드의 자세명령 권한을 증가시키는 효과를 가진다.
- 지나친 기수들기 문제를 발생시킨 주요 원인인 호버진입 속도를 35kph에서 25kph로 감속하였다. 또한 호버링 요구추력을 증가시키기 위한 추력증가 피드포워드 이득 대신 고도제어기에 고도율 피드백이득을 추가하였다. 이를 통해 고도 변화가 최소화되었으며, 급작스런 추력감소가 발생하지 않게 되었다.
- 마지막으로 자동호버 비행시험시 호버점에 도달하며 감속중 기수가 크게 들리면서 아주 큰 하강률로 하강하는 VRS(Vortex Ring State) 상태에 진입하였다. 이는 틸트로터 항공기의 일반적인 문제로 알려져 있으며, 축소기에도 동일하게 발생하였다.
- 무인기의 자동비행과 동일하게 이륙과 착륙은 외부조종사에 의해 수동으로 수행한 후 천이모드와 고정익모드의 속도/고도/롤/방위 유지를 검증하였다. 이 때 자동천이 제어기는 속도유지모드와 연동된다.
- 축소기의 비행시험은 그림 2의 절차를 따라 수행되었다. 비행시험결과에서 발생한 문제를 해결하기위해 제어기를 재설계 후, HILS를 통해 문제가 해결되었는지 검증하였다. 이후 안전줄 호버 시험을 통해 최종적으로 비행제어 시스템의 신뢰성을 확인하고, 비행시험을 진행하였다.
- 스마트 무인기의 천이경로선은 피치 자세각 2도를 기준으로 설계되었으며, 이륙중량에서는 좀 더 큰 자세각으로 천이경로선을 따르고, 착륙중량에서는 수평자세로 천이경로선을 추종하도록 설계되었다. 이때 플랩각은 천이모드 진입시 25도에서 고정익모드 진입시 11도로 점차 감소하도록 스케줄되었다.
- 앞서 기술한 문제들을 모두 해결한 후 내부조종사의 자동조종에 의해 그림 11과 같이 전구간 비행시험을 수행하였다.
- 유지모드의 검증 후 점항법과 사전프로그램 모드를 검증하였으며, 이후 자동 이착륙 비행시험을 수행하였다.
- 이러한 모든 문제를 해결한 후 자동이착륙을 포함하여 자동천이, 자동항법등 모든 기능을 포괄하는 전자동 비행시험을 수행하였다. 전자동 비행시험을 통해 틸트로터 항공기에 대한 비행특성과 비행제어 법칙을 검증하였다.
- 틸트로터 항공기의 비행특성에 대해서는 잘 알려진 바가 없으며, 개발 데이터나 자료도 제한적이다. 이러한 문제를 극복하기 위해서 축소형 틸트로터 무인기를 개발하여 틸트로터 비행체의 비행특성 연구 및 제어법칙 검증용 시험기로 활용하였다. [1,2,3]
- 이러한 문제를 비행시험 현장에서 해결하기 위해서 그림 6으로 제어기 구조를 복원하였으며, 그림 7의 구조를 이용하여 설계된 기존 이득을 변경하지 않고 HILS를 수행하였다. HILS와 비행 시험을 통해 문제가 발생하지 않았으므로 이후 이득 최적화를 수행하지 않고 그림 6과 같이 구조만 변경된 피치자세 제어기를 이용해서 수동비행에 의한 완전천이 비행시험을 완료하였다.
- 이러한 문제를 해결하기 위해서 초기에 설계된 피치자세 제어기에 비례이득을 소거하고 순수한 적분기에 의한 자세오차 명령 구조가 되도록 그림 7과 같이 설계를 변경하였다. 이 때 전달함수는 식(2)와 같이 표현될 수 있다.
- 비행시험결과에서 발생한 문제를 해결하기위해 제어기를 재설계 후, HILS를 통해 문제가 해결되었는지 검증하였다. 이후 안전줄 호버 시험을 통해 최종적으로 비행제어 시스템의 신뢰성을 확인하고, 비행시험을 진행하였다.
- 이후 외부조종사가 조종권을 넘겨받아 수동으로 우선회를 시도하였지만 우선회가 되지 않았고, 비행체가 안전영역을 벗어나지 못하게 하기 위해서 수동으로 좌선회를 시도하였다.
- 자동이륙과 자동착륙 비행시험을 성공한 후 자동진입 및 자동호버 비행시험을 수행하였고, 전 구간을 연결하여 모든 구간에 대한 자동비행을 성공하였다.
- 이러한 모든 문제를 해결한 후 자동이착륙을 포함하여 자동천이, 자동항법등 모든 기능을 포괄하는 전자동 비행시험을 수행하였다. 전자동 비행시험을 통해 틸트로터 항공기에 대한 비행특성과 비행제어 법칙을 검증하였다.
- 축소기의 자동 비행시험을 위해 실물 스마트 무인기의 관제시스템이 사용되었으며, 그 조종화면과 지도화면을 그림 1에 도시하였다. 축소기의 개발시 실물 관제시스템과 인터페이스를 동일하게 설계하였기 때문에 축소기의 비행시험을 통해 실물 관제시스템도 동시에 검증할 수 있었다.
- 축소형 틸트로터 무인기에 탑재된 비행제어 하드웨어는 표 1에 자세하게 기술하였다. 축소기의 목적이 틸트로터 비행특성 및 제어법칙 검증이므로 성능보다는 신뢰성이 입증된 하드웨어를 선정하였으며, FCC의 경우 부동소수점 연산기능이 없어 OFP의 개발시 계산부하를 최대한 줄이기 위해 노력하였다. 또한 자동착륙 비행을 위해 반드시 장착해야 한다고 알려진 DGNS와 같은 정밀 항법센서를 탑재하지 않은 점에 주목하자.
- 축소형 틸트로터 무인기의 전자동 비행시험을 위해 각각의 비행시험 포인트에서 수행한 자동비행 시험중 예측하지 못한 문제점들이 발생하였으며, 이에 대해 문제의 현상과 원인을 분석하고 해결방안을 제시하였다.
대상 데이터
- 고흥에 위치한 항공시험센터의 활주로 측면에서 이륙하여 북쪽 300m 반경원을 이용하여 고도 300m까지 상승한 후 중간 500m 반경 원으로 선회점을 변경하여 고정익 모드로 가속한 후 다시 회전익모드로 감속한다. 남쪽 300m 반경원을 이용하여 고도 80m로 하강한 후 착륙지점으로 진입(자동호버)한다. 이착륙지점 상공에서 호버링을 수행 후 수직착륙한다.
성능/효과
- 이러한 경로계획을 따라 비행한 결과를 그림 12에 도시하였다. 3.1절에서 3.5절에 기술한 모든 기술적인 문제는 더 이상 발생하지 않았으며, 고정익모드에서도 500m 점선회를 잘 추종하였다.
- HILS에서도 기존 이득을 적용하는 경우 장주기 진동이 발생하도록 로터 스프링 상수(K)를 감소시켜서 비행시험 결과를 재연하였으며, 새롭게 설계한 이득을 적용시 장주기 진동이 소거됨을 확인하였다.
- 따라서 기존 제어기 구조를 변경하기 보다는 옆미끄럼 피드백을 추가하여 비대칭 콜렉티브 영향을 최소화하도록 제어기를 구성하는 방안이 효과적이며, HILS를 통해 그 성능을 검증하였다.
- 또한 고정익모드에서 천이모드로 감속이 되지 않고, 큰 피치 자세각을 유지한 채 계속 고도가 하강하는 현상이 발견되었다.
- 또한 회전익모드 전진비행에서 호버링으로 감속시 요구출력이 지나치게 크게 증가하기 때문에 정지비행을 위한 플래어(flare to hover)기동시 추력증가용 피드 포워드 이득을 고려하였는데, 이 이득이 예상보다 커서 호버링시 고도가 과도하게 증가하였고 고도제어기가 급작스럽게 추력을 감소하였다. 이로 인해 VRS에 더 쉽게 진입하는 것으로 판단되었다.
- 이후 개선된 피치 SCAS 제어 이득으로 비행 시험을 수행하여 장주기 진동이 완전히 소거되었음을 검증하였다.
- 전자동 비행시험을 통해 국내에서 최초로 개발되는 틸트로터 항공기의 비행특성 및 제어법칙 설계능력을 검증할 수 있었다.
- 지나친 기수들기 문제를 발생시킨 주요 원인인 호버진입 속도를 35kph에서 25kph로 감속하였다. 또한 호버링 요구추력을 증가시키기 위한 추력증가 피드포워드 이득 대신 고도제어기에 고도율 피드백이득을 추가하였다.
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