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문제 정의
- 복잡한 제어시스템에서 설계계수를 설계자가시행착오(trial and error)를 통해 설계하는 것은 개발기간의 증가로 이어지며, 이는 개발 비용을 증가시킨다. 따라서 본 연구에서는 비행제어법칙 개발 소프트웨어인 CONDUIT을 활용하여 설계 계수를 최적화하고 평가하였다. 본 툴에서 제공하는 규격(specification)은 MIL-F-8785C를 근간으로 하는 고정익 설계 규격서, ADS-33E-PRF를 근간으로 하는 회전익 설계 규격서 및 제어기 설계에 공통으로 적용하는 일반적인 규격으로 구분할 수 있다.
- 모델 역변환 제어시스템은 헬리콥터의 응답 특성이 저차화된 명령모델을 추종할 수 있도록 하여 비행조종성을 향상시키는데 목적이 있다. 제어시스템의 구성은 Fig.
- 본 절에서는 ACAH, RCDH, RCHH, TRC 및 PH 명령 형태에 따른 응답특성을 평가하였다. Table 4는 응답 형태에 따른 헬리콥터 응답 특성을 나타낸다.
제안 방법
- 그리고 응답형태의 모드 전환 등에 따른 영향성을 평가할 수 있도록 X-plane 환경의 소프트웨어 실시간 평가 환경을 구성하였다. 개발된 헬리콥터 비행제어법칙 설계 및 검증 환경은 헬리콥터 모델의 변경 시, 단기간에 비행제어법칙을 효율적으로 개발하고 평가할 수 있도록 개발하였다.
- 헬리콥터의 안정성과 관련된 안정도여유(stability margin)와 고유값(eigenvalue) 규격은 Hard 제약 조건으로 설정하였으며, 비행성과 관련된 감쇄비(damping ratio), 대역폭(bandwidth), 외란(disturbance)에 대한 강건성 등의 규격은 Soft 제약 조건으로 설정하였다. 그리고 분할주파수(crossover frequency)와 작동기 사용에 대한 규격은 Objective 제약 조건, 민첩성(agility)과 각 축의 연계(cross coupling)에 대한 규격은 Check 제약 조건으로 하여 설계계수를 최적화하였으며, 이를 기반으로 평가하였다.
- 설계계수의 최적화는 CONDUIT를 기반으로 ADS-33E-PRF에서 제시된 규격을 만족할 수 있도록 설계하였다. 그리고 비선형 시뮬레이션 환경인 HETLAS를 개발하여 시간 영역에서의 응답 특성과 상사성을 검증하여 설계된 제어법칙의 신뢰성을 검증하였다. 평가 결과, CONDUIT 활용하여 설계된비행제어법칙은 제자리 비행영역에서 ADS-33E-PRF에 명시된 HQR Level 1을 만족하는 것을 확인 할 수 있었다.
- 세로축 및 가로축에는 자세명령/자세각 유지(ACAH: Attitude Command/ Attitude Hold), 방향축에는 변화율 명령/방향각 유지 Hold), 방향축에는 변화율 명령/방향각 유지(RCDH: Rate Command/Directional Hold)와 고도축에는 변화율 명령/고도 유지(RCHH: Rate Command/Height Hold) 응답 형태를 설계하였다. 그리고 시계가 저하된 비행환경에서 비행조종성을 향상시키기 위하여 PH (Position Hold)와 TRC(Translational Rate Command) 응답 형태를 제자리 비행 근처에 조종사 선택사항으로 적용하였다.
- 생성된 C-코드는 본 연구에서 자체적으로 개발한 비선형 6자유도 시뮬레이션 툴인 HETLAS에 적용하여 시간영역의 동특성을 평가한다[9]. 그리고 응답형태의 모드 전환 등에 따른 영향성을 평가할 수 있도록 X-plane 환경의 소프트웨어 실시간 평가 환경을 구성하였다. 개발된 헬리콥터 비행제어법칙 설계 및 검증 환경은 헬리콥터 모델의 변경 시, 단기간에 비행제어법칙을 효율적으로 개발하고 평가할 수 있도록 개발하였다.
- 그러나 로터 및 구동기 등과 관련된 고주파수 운동(high frequency dynamics)과 동력학적 트림 효과, 중량(weight) 및 무게 중심(center of gravity)의 효과와 같은 저주파수(low fr equency) 특성을 완벽하게 상쇄시키기 어렵다. 따라서 위와 같은 효과로 인해 발생하는 헬리콥터의 응답과 명령모델 간의 오차를 보정하기 위해 피드백 보상을 제공한다. 또한, 고주파수대역(high frequency band)에서 모델 추종이 용 이할 수 있도록 피드백 루프에 명령모델 신호를 지연(equivalent time delay)시킨다.
- 본 논문에서는 BO-105 모델을 기반으로 하여 모델 역변환 제어(Model Inversion Control) 방법을 적용하여 제자리 비행 영역에서 조종성 (HQR: Handling Quality Rating) Level 1을 만족하는 비행제어법칙을 설계하고 평가하였다. 비행조종성 평가 기준은 ADS-33E-PRF에 명시되어 있는 제자리 비행에 대한 예측 비행조종성 (predicted flying quality) 평가 기준을 적용하였다[8].
- 본 논문에서는 모델기반의 헬리콥터 비행제어법칙 개발환경을 구성하였으며, BO-105 선형모델을 기반으로 하여 모델역변환제어(Model InversionControl) 방법을 적용하여 제자리 비행 영역에서비행제어법칙을 설계하고 검증하였다. 설계계수의 최적화는 CONDUIT를 기반으로 ADS-33E-PRF에서 제시된 규격을 만족할 수 있도록 설계하였다.
- 모델 역변환 제어는 이론상으로는 정확한 공력데이터가 제공된다면 설계계수의 스케줄링이 필요 없는 시스템이다. 본 연구에서 사용되는 역운동모델은 비선형시스템을 선형시스템으로 변환하여 다음과 같이 구성하였다.
- 본 연구에서는 CONDUIT에서 제공하는 설계규격을 적용하여 설계계수를 최적화 하였다. 표 2는 설계계수 최적화 및 해석에 적용한 규격을나타낸다.
- 헬리콥터 선형 모델을 기반으로 설계된 비행제어법칙은 CONDUIT 평가 환경에서 ADS-33EPRF 규격을 만족하는 것을 확인하였다. 선형 모델 환경에서 설계된 제어법칙을 비선형 6-자유도평가 환경인 HETLAS에 적용하여 동일 조종 입력에 대한 응답의 상사성(similarity)을 확인함으 로써 CONDUIT 해석결과의 타당성을 검증하였 다. 검증방법은 제자리 비행영역에서 각 축으로계단(step) 명령 및 가진(doublet) 명령을 가하여 나오는 응답 특성을 선형 모델을 기반으로 한 시뮬레이션 결과와 상호 비교하였다.
- 본 논문에서는 모델기반의 헬리콥터 비행제어법칙 개발환경을 구성하였으며, BO-105 선형모델을 기반으로 하여 모델역변환제어(Model InversionControl) 방법을 적용하여 제자리 비행 영역에서비행제어법칙을 설계하고 검증하였다. 설계계수의 최적화는 CONDUIT를 기반으로 ADS-33E-PRF에서 제시된 규격을 만족할 수 있도록 설계하였다. 그리고 비선형 시뮬레이션 환경인 HETLAS를 개발하여 시간 영역에서의 응답 특성과 상사성을 검증하여 설계된 제어법칙의 신뢰성을 검증하였다.
- 2는 본 연구에서 채택된 응답형태의 구조를 나타낸다. 세로축 및 가로축에는 자세명령/자세각 유지(ACAH: Attitude Command/ Attitude Hold), 방향축에는 변화율 명령/방향각 유지 Hold), 방향축에는 변화율 명령/방향각 유지(RCDH: Rate Command/Directional Hold)와 고도축에는 변화율 명령/고도 유지(RCHH: Rate Command/Height Hold) 응답 형태를 설계하였다. 그리고 시계가 저하된 비행환경에서 비행조종성을 향상시키기 위하여 PH (Position Hold)와 TRC(Translational Rate Command) 응답 형태를 제자리 비행 근처에 조종사 선택사항으로 적용하였다.
- 비행제어법칙 구조는 SIMULINK를 SBM(System Build Model) 형태로 설계한다. 제어법칙 내의 주요 설계계수는 선형모델을 적용하여 CONDUIT 기반으로 ADS-33E-PRF에서 제시하고 있는 요구조건을 기준으로 최적화하고 평가한다. 최적화된 설계계수와 블록 형태의 비행제어법칙은 MATLAB 자동 코드 템플릿(autocode template)을 설계하여 자동으로 C-코드화 한다.
- 헬리콥터 모델의 고주파수 및 저주파수 특성을완벽하게 상쇄하기 어려움으로 비행체의 응답과 명령 간의 오차를 보정하기 위해 궤환 보상기를 설계하였다. 궤환 보상기는 식 (2)와 같이 비례미분-적분(PID: Proportional-Integral-Derivatives) 제어기를 적용하였다.
- 표 2는 설계계수 최적화 및 해석에 적용한 규격을나타낸다. 헬리콥터의 안정성과 관련된 안정도여유(stability margin)와 고유값(eigenvalue) 규격은 Hard 제약 조건으로 설정하였으며, 비행성과 관련된 감쇄비(damping ratio), 대역폭(bandwidth), 외란(disturbance)에 대한 강건성 등의 규격은 Soft 제약 조건으로 설정하였다. 그리고 분할주파수(crossover frequency)와 작동기 사용에 대한 규격은 Objective 제약 조건, 민첩성(agility)과 각 축의 연계(cross coupling)에 대한 규격은 Check 제약 조건으로 하여 설계계수를 최적화하였으며, 이를 기반으로 평가하였다.
데이터처리
- 선형 모델 환경에서 설계된 제어법칙을 비선형 6-자유도평가 환경인 HETLAS에 적용하여 동일 조종 입력에 대한 응답의 상사성(similarity)을 확인함으 로써 CONDUIT 해석결과의 타당성을 검증하였 다. 검증방법은 제자리 비행영역에서 각 축으로계단(step) 명령 및 가진(doublet) 명령을 가하여 나오는 응답 특성을 선형 모델을 기반으로 한 시뮬레이션 결과와 상호 비교하였다. 표 5는 제자 리 비행영역에서 수행한 시뮬레이션 방법과 결과를 제시한다.
이론/모형
- 그리고 설계계수(design parameter)의 최적화와 평가기준의 충족여부는 CONDUIT(Control Designer's Unified Interface)를 활용하였으며, 본 연구에서 개발한 비실시간 6-자유도 시뮬레이션 환경인 HETLAS(HElicopter Trim Linearization And Simulation)와 실시간 X-plane 환경을 이용하여 시간영역의 동특성을 평가하였다[9].
- 따라서 설계계수는 고전적인 제어 기법(classical control method)을 적용하여 초기값을 적절하게 선정하는 것이 필요하 다. 본 연구에서는 1987년 Tischer에 의해 제안된 계산법을 적용하여 초기 설계계수를 설정하였다[11]. 세로축으로 달성할 수 있는 최대 분할 주파 수 ωcΘ, 시간 지연 τΘ, 세로축 조종미계수(control derivatives) Mδ lon 및 설계계수와의 관계는 식 (6)과 같다.
- 따라서 본 연구에서는 비행제어법칙 개발 소프트웨어인 CONDUIT을 활용하여 설계 계수를 최적화하고 평가하였다. 본 툴에서 제공하는 규격(specification)은 MIL-F-8785C를 근간으로 하는 고정익 설계 규격서, ADS-33E-PRF를 근간으로 하는 회전익 설계 규격서 및 제어기 설계에 공통으로 적용하는 일반적인 규격으로 구분할 수 있다. 각각의 규격은 Hard(H), Soft(S),Objective(O), Check 제약(constraint)으로 설계자의 제어법칙 설계 목적에 따라 설정할 수 있다.
- 1과 같이 개발 환경을 구성하였다. 비행제어법칙 구조는 SIMULINK를 SBM(System Build Model) 형태로 설계한다. 제어법칙 내의 주요 설계계수는 선형모델을 적용하여 CONDUIT 기반으로 ADS-33E-PRF에서 제시하고 있는 요구조건을 기준으로 최적화하고 평가한다.
- 본 논문에서는 BO-105 모델을 기반으로 하여 모델 역변환 제어(Model Inversion Control) 방법을 적용하여 제자리 비행 영역에서 조종성 (HQR: Handling Quality Rating) Level 1을 만족하는 비행제어법칙을 설계하고 평가하였다. 비행조종성 평가 기준은 ADS-33E-PRF에 명시되어 있는 제자리 비행에 대한 예측 비행조종성 (predicted flying quality) 평가 기준을 적용하였다[8]. 그리고 설계계수(design parameter)의 최적화와 평가기준의 충족여부는 CONDUIT(Control Designer's Unified Interface)를 활용하였으며, 본 연구에서 개발한 비실시간 6-자유도 시뮬레이션 환경인 HETLAS(HElicopter Trim Linearization And Simulation)와 실시간 X-plane 환경을 이용하여 시간영역의 동특성을 평가하였다[9].
- 최적화된 설계계수와 블록 형태의 비행제어법칙은 MATLAB 자동 코드 템플릿(autocode template)을 설계하여 자동으로 C-코드화 한다. 생성된 C-코드는 본 연구에서 자체적으로 개발한 비선형 6자유도 시뮬레이션 툴인 HETLAS에 적용하여 시간영역의 동특성을 평가한다[9]. 그리고 응답형태의 모드 전환 등에 따른 영향성을 평가할 수 있도록 X-plane 환경의 소프트웨어 실시간 평가 환경을 구성하였다.
- 특히, 미국은 운용중인 대다수의 군용헬리콥터의 기계식 시스템을 FBW 시스템으로 대체하는 사업을 추진하고 있다[1]. 헬리콥터 비행제어법칙은 1980년대 미국 NASA(National Aeronautics and Space Administration)의 ADOCS(Advanced Digital Optical Control System) 프로그램을 통하여 개조된 UH-60A Black Hawk에 적용하였다[2,3]. ADOCS에서 개발된 비행제어법칙은 V-22 Osprey 및 RAH-66 Comanche에 적용하였으며, 나아가 AH-64 Apach, UH-60M, CH-47 Chinook 및 S-92 등 다양한 헬리콥터 FBW 비행제어시스템에 활용되고 있다[4-7].
성능/효과
- 8은 ACAH 응답형태에서 가로축 계단 명령에 대한 응답 특성을 비교한 결과를 나타낸다.ACAH 응답형태에서 계단 명령에 대해 헬리콥터는 목표로 하는 롤자세각을 추종함을 확인할수 있었다. Fig.
- 시뮬레이션 결과, 조종 입력에 대한응답 특성이 명령 형태에 따라 추종이 용이하다 는 것을 확인할 수 있었다. 그리고 비선형 6-자유도 모델을 활용하여 시뮬레이션을 수행한 결과와 선형 모델을 기반으로 시뮬레이션을 수행한 결과가 상사성을 갖는다는 것을 확인하였다. 본절에서는 대표적으로 3가지 영역에 대한 결과를 도시한다.
- TRC 모드에서는 속도를 추종하는 응답형태임으로 주어진 계단 명령에 대해 전진 방향의 속도를 유지하는 것을 확인할 수 있다. 그리고 위의 시뮬레이션 결과는 CONDUIT에서 선형모델로 시뮬레이션 결과와 HETLAS에서 비선형6-자유도 모델로 시뮬레이션을 수행한 결과가 상사성을 갖는다는 것을 확인 할 수 있었다. 이는 헬리콥터의 선형모델을 기반으로 하여 ADS-33E-PRF 기준으로 CONDUIT 환경에서 주파수 및 시간 영역에서 수행한 해석 결과의 타당성을 간접적으로 확인 할 수 있었다.
- 방향축 위상여유(phase margin)가 다른 축보다 다소 작은것으로 보이나 요구도는 Level 1을 만족하는 것으로 나타났다. 롤축으로의 신속성은 설계계수의최적화로는 규격을 만족시킬 수 없었으며, 이를 만족시키기 위해 롤축에 대한 명령 모델의 주파 수를 2.0에서 3.0으로 증가시킨 결과, 롤 신속성을 Level 1으로 만족시킬 수 있었다.
- 초기 조건의 설계계수로는 ADS-33E-PRF에서 제시하는 비행조종성 Level 1을 만족시킬 수 없었으나, CONDUIT으로 최적화를 수행한 후에는 전 규격에 대해서 비행조종성 Level 1을 만족시 킬 수 있었다. 모델 역변환 제어 구조에서 역운동모델을 3.5절에서 설명한 바와 같이 헬리콥터 모델의 연계특성을 포함함으로 특별한 연계 제거알고리즘(decoupling algorithm) 없이 연계효과 에 대한 규격을 만족시킬 수 있었다. 방향축 위상여유(phase margin)가 다른 축보다 다소 작은것으로 보이나 요구도는 Level 1을 만족하는 것으로 나타났다.
- 5절에서 설명한 바와 같이 헬리콥터 모델의 연계특성을 포함함으로 특별한 연계 제거알고리즘(decoupling algorithm) 없이 연계효과 에 대한 규격을 만족시킬 수 있었다. 방향축 위상여유(phase margin)가 다른 축보다 다소 작은것으로 보이나 요구도는 Level 1을 만족하는 것으로 나타났다. 롤축으로의 신속성은 설계계수의최적화로는 규격을 만족시킬 수 없었으며, 이를 만족시키기 위해 롤축에 대한 명령 모델의 주파 수를 2.
- 6은 계단 명령에 대한 각각의 응답 형태에 대한 헬리콥터 응답을 나타낸다. 시뮬레이션 결과, 조종 명령에 대하여 명령 형태에 따라 응답의 추종 이 용이하다는 것으로 확인 할 수 있었다.
- 표 5는 제자 리 비행영역에서 수행한 시뮬레이션 방법과 결과를 제시한다. 시뮬레이션 결과, 조종 입력에 대한응답 특성이 명령 형태에 따라 추종이 용이하다 는 것을 확인할 수 있었다. 그리고 비선형 6-자유도 모델을 활용하여 시뮬레이션을 수행한 결과와 선형 모델을 기반으로 시뮬레이션을 수행한 결과가 상사성을 갖는다는 것을 확인하였다.
- 그리고 위의 시뮬레이션 결과는 CONDUIT에서 선형모델로 시뮬레이션 결과와 HETLAS에서 비선형6-자유도 모델로 시뮬레이션을 수행한 결과가 상사성을 갖는다는 것을 확인 할 수 있었다. 이는 헬리콥터의 선형모델을 기반으로 하여 ADS-33E-PRF 기준으로 CONDUIT 환경에서 주파수 및 시간 영역에서 수행한 해석 결과의 타당성을 간접적으로 확인 할 수 있었다.
- 0으로 설정하고 최적화를 수행한 결과, 설계계수의 최적화만으로는 롤 신속성(roll quickness) 규격을 만족시킬 수 없었다. 이에 롤축 명령 모델의 주파수를 3.0 으로 증가시켜 최적화를 수행한 결과, 롤 신속성규격을 만족시킬 수 있었다. 그리고 외란(disturbance)에 대한 강건성을 고려하지 않고 최적화를 했을 경우, 안정도 여유, 감쇄, 민첩성 등의 규격을 모두만족시킬 수 있었으나, 외란에 취약한 설계계수를 생성하였다.
- 그리고 설계계수(design parameter)의 최적화와 평가기준의 충족여부는 CONDUIT(Control Designer's Unified Interface)를 활용하였으며, 본 연구에서 개발한 비실시간 6-자유도 시뮬레이션 환경인 HETLAS(HElicopter Trim Linearization And Simulation)와 실시간 X-plane 환경을 이용하여 시간영역의 동특성을 평가하였다[9]. 주파수 및 시간 영역에서의 평가 결과, 모델 역변환 제어 방식의 적용으로 제자리 비행 영역에서 ADS-33E-PRF에서 제시하고 있는 예측조 종성 평가 기준에 대해 비행조종성 Level 1을 만족시킬 수 있었다.
- 4와 5는 최적화된 설계계수를 기반으로CONDUT을 활용하여 평가한 결과를 나타낸다. 초기 조건의 설계계수로는 ADS-33E-PRF에서 제시하는 비행조종성 Level 1을 만족시킬 수 없었으나, CONDUIT으로 최적화를 수행한 후에는 전 규격에 대해서 비행조종성 Level 1을 만족시 킬 수 있었다. 모델 역변환 제어 구조에서 역운동모델을 3.
- 그리고 비선형 시뮬레이션 환경인 HETLAS를 개발하여 시간 영역에서의 응답 특성과 상사성을 검증하여 설계된 제어법칙의 신뢰성을 검증하였다. 평가 결과, CONDUIT 활용하여 설계된비행제어법칙은 제자리 비행영역에서 ADS-33E-PRF에 명시된 HQR Level 1을 만족하는 것을 확인 할 수 있었다. 본 논문에서 제시된 비행제어법칙의 설계 결과는 향후 국내에서 개발 예정인 FBW 헬리콥터 제어시스템 에 적용하여 비행조종성을 향상시킬 계획이다.
- 헬리콥터 선형 모델을 기반으로 설계된 비행제어법칙은 CONDUIT 평가 환경에서 ADS-33EPRF 규격을 만족하는 것을 확인하였다. 선형 모델 환경에서 설계된 제어법칙을 비선형 6-자유도평가 환경인 HETLAS에 적용하여 동일 조종 입력에 대한 응답의 상사성(similarity)을 확인함으 로써 CONDUIT 해석결과의 타당성을 검증하였 다.
후속연구
- 평가 결과, CONDUIT 활용하여 설계된비행제어법칙은 제자리 비행영역에서 ADS-33E-PRF에 명시된 HQR Level 1을 만족하는 것을 확인 할 수 있었다. 본 논문에서 제시된 비행제어법칙의 설계 결과는 향후 국내에서 개발 예정인 FBW 헬리콥터 제어시스템 에 적용하여 비행조종성을 향상시킬 계획이다.
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