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Open-Loop-Onset-Point PIO 해석의 변위한계

Handling Deflection Limit in Open-Loop-Onset-Point PIO Analysis

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.38 no.2, 2010년, pp.135 - 140  

박상혁 (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학과)

초록
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항공기 조종면의 시간당 변화율 한계에 의한 PIO 현상을 해석하는 기법으로 Open-Loop-Onset-Point (OLOP) 방법이 널리 이용된다. OLOP은 조종면의 변화율 한계에 의한 PIO 현상을 주원인으로 포함하고 더 나아가 조종면 구동기의 변위한계도 고려하는 데, 여기서는 이 변위 한계를 고려하는 새로운 방법을 제시하고자 한다. 새로운 기법은 독립된 구동기의 주파수 응답을 고려할 때, 기존의 OLOP 방법이 제시한 바와 달리, 변화율 한계가 시작되는 주파수가 변위 한계에 의해 더 높은 주파수로 지연되지 않는다는 사실을 인지함으로써 그 동기가 되었다. 실제로 피드백 제어 환경에서는 변화율 한계의 시작점이 오히려 더 낮은 주파수에서 일어나는데, 이는 변위 한계의 영향에 의한 제어력 감소분을 극복하기위해 제어기가 더 큰 제어 입력을 발생하기 때문이다. 본 연구는 이렇게 찾아진 변화율 시작 주파수와 변위 한계를 고려하여 OLOP 해석의 최종 단계에서 Nichols Chart 위에 변화율 시작점을 찾는 새로운 방법을 제시한다. 마지막으로 기존의 방법으로는 PIO 예측에 있어서 위험한 판단에 도달할 수 있으나, 제시된 새로운 방법으로는 올바른 예측을 할 수 있음을 보여준다.

Abstract AI-Helper 아이콘AI-Helper

A new treatment is proposed to handle a deflection limit in the open-loop-onset-point (OLOP), which is commonly used in the prediction of pilot in-the-loop oscillation (PIO) due to a rate saturation. The new approach is motivated by the frequency response of a stand-alone actuator in that, unlike th...

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

  • 이는 변위 한계에 의해 조종면의 변위가 제한되면 제어 루프 이득이 감소되는 영향이 있으므로 결과적으로 PIO 발생 가능성이 줄어든다는 일반적인 예측과도 일치한다고 생각할 수 있다. 그러나 본 연구에서는 앞 절에서 설명한 바와 같이 실제로 변화율 한계 시작 주파수가 변위 한계에 의해 더 높은 주파수로 이동하지 않으며, 변위 한계에 의한 PIO 가능성의 완화는 이와는 다른 적합한 방법에 의해 보여져야함을 설명하고자 한다. 이는 OLOP의 마지막 단계에서 후에 다루어지게 된다.
  • 더 나아가 기존의 OLOP 방법은 변화율 한계뿐만 아니라 조종면의 변위 한계도 공존할 때 이를 어떻게 포함시킬 지도 제시하고 있다[3]. 본 연구에서는 기존의 방법이 제시하는 변위 한계의 고려 방법이 PIO에 대해 위험한 방향으로의 잘못된 예측을 할 수 있음을 지적하고, 이를 개선할 새로운 방법을 제시하고자 한다.
  • 이제, 구동기가 페루프 제어 시스템에 포함되면, 변화율 한계 시작 주파수가 오히려 ω3에서 더 낮은 주파수로 이동할 수 있음을 설명하고자 한다.

가설 설정

  • 5로 가정하는데, 이는 예를 들면 20도의 조종간 입력은 10deg/s에 해당하는 피치각속도 명령에 해당하게 된다. 마지막으로, 구동기의 변위 한계는 20도로 가정하고, 이에 해당하는 Saturation에 의한 영향을 그림에서 묘사 함수[5] N으로 나타내었고, 구동기의 변화율 한계는 50deg/s로 가정한다.
  • 이는 PIO 가능성이 비교적 높은 저속도 영역에서의 일반적 중형 여객기 모델에 해당한다. 센서 모델은 Gsensor(s) = 1/(0.05s +1)로, 또 구동기의 선형부분에 해당하는 모델은 Gelv(s) = 1/(0.1s +1) 로 각각 가정한다. 이상의 경우에서 제어 전달함수를 PI (Proportional Integral) 제어에 해당하는 Kctrl = 4+3/s 로 가정하면 0dB crossover 주파수가 2.
  • 4rad/s 그리고 Phase Margin이 63도인 특성을 갖는 제어루프가 생성된다. 조종간에 작용하는 힘(lb) 입력으로부터 조종간 변위(deg) 출력으로의 전달함수는 Gstk = 1/(0.05 +1)로 가정한다. 한편 조종간의 최대 입력 변위 크기는 20도로 가정한다.
  • 05 +1)로 가정한다. 한편 조종간의 최대 입력 변위 크기는 20도로 가정한다. 나아가, 그림에서 c=0.
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질의응답

핵심어 질문 논문에서 추출한 답변
Pilot In-the-loop Oscillation란 무엇 때문에 생기는 현상인가? PIO(Pilot In-the-loop Oscillation)는 조종사의 입력과 비행체 동적 반응의 부조화로 생기는 진동 현상으로 종종 위험한 결과를 초래한다. YF-22와 JAS-39 Gripen 시제기가 비행시험 단계에서 PIO 현상으로 인해 추락한 사고는 이미 널리 알려진 바 있다.
비행기의 조종면을 움직이는 구동기로는 어떤 것이 이용되는가? 비행기의 조종면을 움직이는 구동기로는 유압서보가 널리 이용된다. 유압이 충분한 경우, 구동기의 관성 항에 의한 영향은 생략될 수 있고, 따라서 구동기의 모델은 근사적으로 적분기와 이를 둘러싼 페루프 시스템으로 간단히 표현될 수 있다.
Pilot In-the-loop Oscillation을 원인에 따라 3가지 범주로 구분하면? PIO는 그 원인에 따라 일반적으로 3가지 범주로 구분한다[1]. 범주 I PIO는 항공기와 제어시스템의 선형적 특성에 의한 것으로, 이는 개발 초기 단계에서 선형 해석으로 사전 예측 가능한 영역이다. 범주 II는 비선형 특성으로 발생하는 PIO 현상이며, 주된 요인으로는 조종면을 움직이는 구동기의 시간당 변화율 한계(Rate Limit)이며, PIO에 의한 사고의 가장 많은 원인을 차지한다. 마지막으로 범주 III은 변화율 한계나 변위 한계 외의 비선형 특성 -예를 들면 Mode Switching 등- 이 원인이 되어 발생한 PIO 현상이다. 실제로 많은 경우에 범주 II와 III이 복합되어 PIO가 발생하기도 한다.
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참고문헌 (5)

  1. "Aviation Safety and Pilot Control - Understanding and Preventing Unfavorable Pilot-Vehicle Interactions", Rept. of the National Research Council Committee in the Effects of Aircraft Pilot Coupling in Flight Safety, National Academy Press, Washington, DC, 1997. 

  2. Graham, D., and McRuer, D., "Analysis of Nonlinear Control Systems", Wiley, New York, 1961. 

  3. Duda, H., "Prediction of Pilot-in-the-Loop Oscillations Due to Rate Saturation", Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol.20, No.3, 1997, pp. 581-587. 

  4. Dutton, K., Thompson, S., Barraclough, B., "The Art of Control Engineering", Addison-Wesley 1997. 

  5. Ogata, K., "Modern Control Engineering", Prentice Hall. 

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