본 논문에서는 소형 무인항공기에 대한 비행제어 시스템을 동적 보상기를 이용하여 설계하였다. 제안된 제어 시스템은 정상상태 오차를 줄이면서 과도응답 특성을 개선하여 고도 변화 및 목표점 통과 명령에 대해 비행 안정성을 확보하고자 하였다. 제안된 비행 제어기는 내부 루프와 외부 루프의 이중 구조로 구성되며, 내부 루프는 PD 제어기를 사용하여 과도응답을 개선하도록 하며 외부 루프는 동적 보상기를 사용하여 과도 응답 및 정상 상태 오차를 개선하도록 하였다. 고도 추종 및 목표점을 통과하도록 하는 비행실험을 통하여 제안된 기법의 성능을 평가하였다.
본 논문에서는 소형 무인항공기에 대한 비행제어 시스템을 동적 보상기를 이용하여 설계하였다. 제안된 제어 시스템은 정상상태 오차를 줄이면서 과도응답 특성을 개선하여 고도 변화 및 목표점 통과 명령에 대해 비행 안정성을 확보하고자 하였다. 제안된 비행 제어기는 내부 루프와 외부 루프의 이중 구조로 구성되며, 내부 루프는 PD 제어기를 사용하여 과도응답을 개선하도록 하며 외부 루프는 동적 보상기를 사용하여 과도 응답 및 정상 상태 오차를 개선하도록 하였다. 고도 추종 및 목표점을 통과하도록 하는 비행실험을 통하여 제안된 기법의 성능을 평가하였다.
In this paper, we design a flight controller using a dynamic compensator for a small unmanned aerial vehicle. The proposed method ensures flight stability during altitude holding and waypoints passing by improving the transient response and steady state error. The control system consists of dual fee...
In this paper, we design a flight controller using a dynamic compensator for a small unmanned aerial vehicle. The proposed method ensures flight stability during altitude holding and waypoints passing by improving the transient response and steady state error. The control system consists of dual feedback loops with an inner loop and a outer loop. The inner loop has a PD controller to improves the transient response and the outer loop has a dynamic compensator to reduce overshoot in the transient response and improve the steady state error. The performance of the proposed method is evaluated by flight test on a small UAV.
In this paper, we design a flight controller using a dynamic compensator for a small unmanned aerial vehicle. The proposed method ensures flight stability during altitude holding and waypoints passing by improving the transient response and steady state error. The control system consists of dual feedback loops with an inner loop and a outer loop. The inner loop has a PD controller to improves the transient response and the outer loop has a dynamic compensator to reduce overshoot in the transient response and improve the steady state error. The performance of the proposed method is evaluated by flight test on a small UAV.
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문제 정의
본 논문에서는 동적 보상기를 이용한 소형 무인항공기 비행 제어 시스템을 제안하고 비행실험을 통하여 성능을 입증하고자 한다. 선형화된 동역학 방정식을 이용하여 자세 제어 및 항법 유도를 수행하는 내부 루프 제어기와 외부 루프 제어기를 제안한다.
본 논문에서는 소형항공기가 고도 추종 및 목표점 통과를 위한 비행제어시스템을 동적 보상기를 이용하여 설계하고 비행실험을 실시하였다. 비행제어시스템은 선형화한 비행 동력학 모델을 사용하였으며 내부 루프와 외부 루프를 가지는 이중 구조로 하였다.
가설 설정
항공기의 운동은 비선형 동역학방정식으로 모델링되지만 평형점에서 선형화시킨 선형화 모델이 이용된다. 항공기의 모든 질량은 무게 중심점에 있으며 공탄성이 없는 강체라고 가정하고 항공기의 각 축에 대한 힘과 모멘트 성분을 고려하여 항공기 운동을 다음과 같이 표현한다.
제안 방법
고도 유지를 평가하기 위한 시험비행은 고도 200m에서 300m로 상승시킨 후 60초 후에 다시 200m 로 하강하고 60초 후에 다시 300m로 상승시키는 고도 변화 비행 목표를 추종하도록 하는 비행제어 성능을 분석하였다.
비행제어시스템은 선형화한 비행 동력학 모델을 사용하였으며 내부 루프와 외부 루프를 가지는 이중 구조로 하였다. 내부 루프에는 PD 제어기를 사용하였으며 외부 루프에는 동적 보상기를 사용하여 정상상태 응답 및 과도응답을 개선하여 비행 안정성을 확보하였다. 비행 실험 결과 고도 변화에 대한 추종 및 목표점 통과 명령에 대해 제안된 기법이 과도 응답이 개선되어 비행 안정성을 확보하는 것을 확인하였다.
목표 고도와 방향에 대한 추종 오차가 최소로 되도록 종 방향과 횡 방향 항법 유도 알고리즘을 설계한다. 고도 및 항법 유도에 대한 추종 오차를 이용하여 내부 루프 제어에서는 빠른 과도응답을 얻도록 하고, 외부 루프 제어에서는 안정성을 확보하면서 정상 상태 오차를 개선하도록 제어기를 구성한다.
무인항공기 제어시스템은 제어 보드, GPS, AHRS 와 RF 모뎀으로 구성되며, 동기식 AHRS와 비동기식 GPS의 출력으로부터 각각 4Hz와 20Hz를 이용하여 자세 및 위치 정보를 획득하도록 하였다.
본 연구에서 설계한 무인항공기 항법 유도 제어시스템에 대한 성능 평가를 위한 비행실험을 실시하였다. 비행실험 대상 무인항공기는 13Kg급 소형무인항공기로서 제원은 표 1과 같다.
본 논문에서는 소형항공기가 고도 추종 및 목표점 통과를 위한 비행제어시스템을 동적 보상기를 이용하여 설계하고 비행실험을 실시하였다. 비행제어시스템은 선형화한 비행 동력학 모델을 사용하였으며 내부 루프와 외부 루프를 가지는 이중 구조로 하였다. 내부 루프에는 PD 제어기를 사용하였으며 외부 루프에는 동적 보상기를 사용하여 정상상태 응답 및 과도응답을 개선하여 비행 안정성을 확보하였다.
본 논문에서는 동적 보상기를 이용한 소형 무인항공기 비행 제어 시스템을 제안하고 비행실험을 통하여 성능을 입증하고자 한다. 선형화된 동역학 방정식을 이용하여 자세 제어 및 항법 유도를 수행하는 내부 루프 제어기와 외부 루프 제어기를 제안한다. 자세 유지 제어는 PD 제어기를 이용하는 내부 루프에서 실행하고, 동적 보상기를 사용하는 외부 루프는 과도 응답 및 정상 상태 오차를 개선하도록 한다.
성능 평가를 위한 비행 실험은 100Km/s의 순항 비행 상태를 유지하도록 엔진제어를 한 상태에서, 지정된 모든 목표점을 통과하는 비행과 고도 변화를 추종하도록 하는 비행실험을 수행하였다.
자세 유지 제어는 PD 제어기를 이용하는 내부 루프에서 실행하고, 동적 보상기를 사용하는 외부 루프는 과도 응답 및 정상 상태 오차를 개선하도록 한다. 제안한 제어기가 정상 상태 오차 및 불안정한 과도 응답을 개선시킴을 입증하기 위하여 기준 고도 및 목표점을 통과하는 비행실험을 수행한다.
측풍이 4 m/s 정도 있고 고도 200m에서 +로 표시한 3개의 목표점을 차례로 통과하도록 하였으며, 옆 놀이 각 변화는 ± 30º로 제한하였다.
대상 데이터
본 연구에서 설계한 무인항공기 항법 유도 제어시스템에 대한 성능 평가를 위한 비행실험을 실시하였다. 비행실험 대상 무인항공기는 13Kg급 소형무인항공기로서 제원은 표 1과 같다.
이론/모형
비행체의 운동은 뉴튼의 제 2법칙으로부터 유도되어 6자유도 운동을 표현하는 운동 방정식으로 나타낼 수 있다[7]. 항공기의 운동은 비선형 동역학방정식으로 모델링되지만 평형점에서 선형화시킨 선형화 모델이 이용된다.
성능/효과
측풍이 4 m/s 정도 있고 고도 200m에서 +로 표시한 3개의 목표점을 차례로 통과하도록 하였으며, 옆 놀이 각 변화는 ± 30º로 제한하였다. PI 제어기를 사용한 경우와 동적 보상기를 사용한 경우 모두 목표점을 통과하였으나, 그림 7의 피치각 변화에서 보는 바와 같이 동적 보상기를 사용한 경우 옆놀이 각 변화가 보다 안정적인 것을 확인할 수 있다.
고도 추종 결과는 그림 4와 같으며 피치각 변화는 그림 5에 나타내었다. 기준 고도 변화 명령에 대해 동적 보상기와 PI 제어기를 사용한 비행 실험결과를 비교하였는데 예상한 바와 같이 동적 보상기를 사용한 비행결과가 과도응답 동안 낮은 오버슈트를 갖기 때문에 비행 안정성이 높은 것으로 판단할 수 있다. 정상상태 오차는 PI 제어 결과와 같은 수준을 유지하고 있는 것을 확인할 수 있다.
내부 루프에는 PD 제어기를 사용하였으며 외부 루프에는 동적 보상기를 사용하여 정상상태 응답 및 과도응답을 개선하여 비행 안정성을 확보하였다. 비행 실험 결과 고도 변화에 대한 추종 및 목표점 통과 명령에 대해 제안된 기법이 과도 응답이 개선되어 비행 안정성을 확보하는 것을 확인하였다.
기준 고도 변화 명령에 대해 동적 보상기와 PI 제어기를 사용한 비행 실험결과를 비교하였는데 예상한 바와 같이 동적 보상기를 사용한 비행결과가 과도응답 동안 낮은 오버슈트를 갖기 때문에 비행 안정성이 높은 것으로 판단할 수 있다. 정상상태 오차는 PI 제어 결과와 같은 수준을 유지하고 있는 것을 확인할 수 있다. 피치각 변화는 ± 20
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
비행체의 운동은 어떤 방정식으로 나타낼 수 있는가?
비행체의 운동은 뉴튼의 제 2법칙으로부터 유도되어 6자유도 운동을 표현하는 운동 방정식으로 나타낼 수 있다[7]. 항공기의 운동은 비선형 동역학방정식으로 모델링되지만 평형점에서 선형화시킨 선형화 모델이 이용된다.
무인항공기 항법 유도 제어기 중 내부 루프 제어기는 무엇을 담당하는가?
무인항공기 항법 유도 제어기는 내부 루프(inner loop) 제어기와 외부 루프(outer loop) 제어기로 나누어 구성할 수 있다. 내부 루프 제어에서는 항공기의 피치각과 옆 놀이각에 대한 자세 제어를 담당하며, 외부 루프 제어에서는 자세 제어를 수행하여 목표 고도와 목표 방향에 대한 항법 유도를 수행한다.
무인항공기 항법 유도 제어기는 어떻게 구성할 수 있는가?
무인항공기 항법 유도 제어기는 내부 루프(inner loop) 제어기와 외부 루프(outer loop) 제어기로 나누어 구성할 수 있다. 내부 루프 제어에서는 항공기의 피치각과 옆 놀이각에 대한 자세 제어를 담당하며, 외부 루프 제어에서는 자세 제어를 수행하여 목표 고도와 목표 방향에 대한 항법 유도를 수행한다.
참고문헌 (10)
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Nise, N. S., Control Systems Engineering, John Wiley & Sons, 2004.
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Nelson, R. C., Flight Stability and Automatic Control, McGraw-Hill, 1998.
Singh, A and Khalil, H. K., "State Feedback Regulation of Nonlinear Systems using Conditional Integrators", Proc. 43th Conf. Decision and Control, pp.4560-4564, Dec. 2004.
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Thomas, R. Y., Steven, L. M., David, E. B and Wayne, F. H., Introduction to Aircraft Flight Mechanics: Performance, Static Stability, Dynamic Stability, and Classical Feedback Control, AIAA Education Series, 2003.
Stevens, B. L and Lewis, F. L., Aircraft Control and Simulation, John Wiley & Sons, 2003.
이혜원, 무인항공기의 비행시험을 통한 실시간 파라미터 추정기법에 관한 연구, 공학석사, 한국항공대학교, 2007.
Christiansen, R. S., "Design of an Autopilot for Small Unmanned Aerial Vevicles", Brigham Young University, 2004.
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