[논문]비행조종성능을 위한 헬리콥터 FBW 비행제어법칙 설계

최인호; 김응태; 현정욱

doi:10.5762/kais.2013.14.4.1561

초록
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본 논문은 헬리콥터 비행조종성능을 위한 비행제어법칙 설계에 대한 연구이다. 헬리콥터 비행조종성능관련 규격은 MIL-F-83300, ADS-33E이 사용되고 있으며, 이러한 요구조건을 만족하기 위한 자세 명령 타입의 제어기가 요구되고 있다. 본 논문에서는 ACAH 형태의 제어기설계와 성능 평가에 대해 기술하였다. 헬리콥터 동력학 방정식은 로터 동력학을 포함한 비선형 시뮬레이션 모델을 개발하고 정지 비행에서 전진속도까지 속도별로 트림조건을 이용한 선형모델을 구하여 사용하였다. 제어기 설계는 비행조종성을 만족하기 위해 명령모델추종방식을 사용하였고, 피드포워드 게인을 위한 단순한 역모델을 사용하였으며, 축간의 커플링을 줄이기 위한 디커플링 로직과 페이즈 모델이 적용되었으며 선형모델을 이용하였다. 비행성능 평가는 매트랩 기반의 Conduit을 이용하여 수행하였으며, 레벨 1의 기준을 만족함을 확인하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

This paper is regarding the helicopter flight control law design for the handling quality performance. MIL-F-83300 and ADS-33E specification is used of the helicopter flight handling quality and to meet these requirements, ACAH type controller is required. This paper described the ACAH type controll...

This paper is regarding the helicopter flight control law design for the handling quality performance. MIL-F-83300 and ADS-33E specification is used of the helicopter flight handling quality and to meet these requirements, ACAH type controller is required. This paper described the ACAH type controller design and performance evaluations. Helicopter dynamics first developed as nonlinear dynamics including rotor dynamics and then linear model was extracted from hovering to forward flight mode using trim condition. Control law used the model following to meet the handling qualities, the simple inverse model as feed forward gain, decoupling logic and phase model to decouple the axes, and linear model to calculate the coefficients. Handling quality evaluation used the matlab based Conduit tool and verified that Level 1 requirement is satisfied.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

본 논문에서는 헬리콥터의 비행조종 성능을 위한 제어 법칙 설계를 수행하고 그 분석 결과를 제시하였다. 특히 국제규격인 ADS-33E 에서 제시하는 요구조건을 만족하는지 CONDUIT 도구를 활용하여 분석하였고 최적화를 통한 제어기 설계 결과가 레벨 1을 만족함을 확인하였다.
본 연구는 이러한 국내의 기술적 필요성에 의한 핵심 연구로써 헬리콥터의 조종성능을 만족하기 위한 제어법칙 설계에 대한 것이다. 일반적으로 전진비행시 헬리콥터는 세로축에 대해서 4차 시스템으로 2개의 실수의 고유값을 갖고 한 쌍의 복소수 고유값을 갖는다.

제안 방법

는 주로터에 의해 발생하는 반토크를 줄이기위한 꼬리로터 보상 값이다. SCAS 제어기는 일반적인 PID 구조를 사용하였으며 게인값은 조종성능 평가시 CONDUIT 으로 최적화를 수행하여 설계하였다.
로터 동력학은 플랩, 래그, 회전수를 포함하여 Blade Element 이론을 이용하여 계산하였고, 비선형방정식은 위 6자유도를 포함하고, 8차의 플랩 방정식, 8차의 래그 방정식, 3 차의 인플로우 방정식, 4차의 테일로터 방정식, 회전수 1차식으로 구성되는 비선형시스템으로 구축하였다. 제어기 설계를 위한 선형시스템은 비선형시스템의 전진 속도별 트림조건을 이용하여 계산하였고, 6자유도 운동방정식에 비해 로터 운동방정식이 빠르기 때문에 시간 분리이론을 적용하여 다음과 같은 선형모델을 유도하였다.
본 논문은 제어기 설계를 위해서 BO-105모델을 헬리콥터 모델로 선정하였고, 헬리콥터 비선형 동력학 방정식및 선형 모델을 기술하고, 제어기 설계 및 조종성능 평가를 위한 시뮬레이션으로 구성하였다.
이렇게 실제 헬기 운동모델과 동일하지 않은 단순화된 운동모델로부터 역변환모델을 구하여 사용하는 경우 역변환모델에서 축 간 연동 효과가 고려되지 않기 때문에, 제어 결과 연동 효과가 발생하게 되므로 이 연동 효과를 제거하기 위한 디커플링(Decoupling) 제어기를 추가하였다. 조종 명령 값에서 디커플링 제어명령을 분리하여 다음과 같이 표현할 수 있다.
로터 동력학은 플랩, 래그, 회전수를 포함하여 Blade Element 이론을 이용하여 계산하였고, 비선형방정식은 위 6자유도를 포함하고, 8차의 플랩 방정식, 8차의 래그 방정식, 3 차의 인플로우 방정식, 4차의 테일로터 방정식, 회전수 1차식으로 구성되는 비선형시스템으로 구축하였다. 제어기 설계를 위한 선형시스템은 비선형시스템의 전진 속도별 트림조건을 이용하여 계산하였고, 6자유도 운동방정식에 비해 로터 운동방정식이 빠르기 때문에 시간 분리이론을 적용하여 다음과 같은 선형모델을 유도하였다.
조종입력에 대해서는 단주기부터 장주기 응답을 모두 다루고 있으며, 제어입력의 변화의 주파수에 따른 항공기 응답 변화를 평가한다. 제어기 조종성능 평가는 ADS-33E 규격에 따른 제어기 성능을 최적화 수행이 가능한 매트랩 기반의 CONDUIT 도구를 사용하였으며 평가 결과는레벨 1, 2, 3로 출력된다.
0 rad을 사용하였다. 히브축(Heave Axis)와 요축(Yaw Axis)은 간단한 1차식을 사용하였다.

대상 데이터

제어기는 Fig. 2와 같이 명령모델(Command Model)과 역변환 모델(Inverse Plant Model)로 구성된 모델추종(Model Following) 제어기를 사용하였다.

이론/모형

조종입력에 대해서는 단주기부터 장주기 응답을 모두 다루고 있으며, 제어입력의 변화의 주파수에 따른 항공기 응답 변화를 평가한다. 제어기 조종성능 평가는 ADS-33E 규격에 따른 제어기 성능을 최적화 수행이 가능한 매트랩 기반의 CONDUIT 도구를 사용하였으며 평가 결과는레벨 1, 2, 3로 출력된다.[4]

성능/효과

Quickness 분석결과는 Fig, 11, 12, 13과 같이 피치축, 롤축, 요축에 대해서 각각 수행한 결과 충분히 레벨 1을 만족한 결과가 나왔다.
먼저 시스템의 안정도 확인을 위한 고유값(Eigenvalue)은 Bo-105 헬리콥터의 경우 Fig. 3과 같이 분포되어 있음을 확인할 수 있고, Decoupling 로직을 포함한 모델의 경우 Fig. 4와 같이 변하는데, 퓨고이드 모드를 나타내는 고유값이 실수 축으로 이동함을 알 수 있고 더치롤 모드의 댐핑값이 더 커지는 효과를 확인할 수 있었다. SCAS등 제어시스템을 포함한 고유값은 Fig.
본 연구에서는 ADS-33E을 기준으로 조종성능 평가를 수행하였는데 ADS-33E는 항공기의 안정성과 제어응답을 다루고 있다는 점에서는 MIL-H-8501A와 비슷하나, 제어응답을 측정하는 방법에서 가장 큰 차이점을 보인다. 또한, 크기와 무게가 아닌 임무를 기준으로 적용할 수 있기 때문에 모든 헬리콥터에 ADS-33E 규격 적용이 가능하다.
본 논문에서는 헬리콥터의 비행조종 성능을 위한 제어 법칙 설계를 수행하고 그 분석 결과를 제시하였다. 특히 국제규격인 ADS-33E 에서 제시하는 요구조건을 만족하는지 CONDUIT 도구를 활용하여 분석하였고 최적화를 통한 제어기 설계 결과가 레벨 1을 만족함을 확인하였다. 본 논문에서 기술된 제어기는 전진 속도별로 선형모델을 구하여 게인 스케쥴링을 통한 비행 전 영역으로 확장가능하며, 국내에서 개발 중에 있는 헬리콥터용 FBW 시스템을 위한 제어법칙으로 활용할 계획이다.

후속연구

특히 국제규격인 ADS-33E 에서 제시하는 요구조건을 만족하는지 CONDUIT 도구를 활용하여 분석하였고 최적화를 통한 제어기 설계 결과가 레벨 1을 만족함을 확인하였다. 본 논문에서 기술된 제어기는 전진 속도별로 선형모델을 구하여 게인 스케쥴링을 통한 비행 전 영역으로 확장가능하며, 국내에서 개발 중에 있는 헬리콥터용 FBW 시스템을 위한 제어법칙으로 활용할 계획이다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	헬리콥터 비행조종성능관련 규격에는 무엇이 사용되는가?	본 논문은 헬리콥터 비행조종성능을 위한 비행제어법칙 설계에 대한 연구이다. 헬리콥터 비행조종성능관련 규격은 MIL-F-83300, ADS-33E이 사용되고 있으며, 이러한 요구조건을 만족하기 위한 자세 명령 타입의 제어기가 요구되고 있다. 본 논문에서는 ACAH 형태의 제어기설계와 성능 평가에 대해 기술하였다.
	전진비행시 헬리콥터는 가로축에 대해 어떤 고유값을 갖는가?	가로축에 대해서는 세로축과 마찬가지로 4차 시스템으로 2개의 실수와 한 쌍의 복소수 고유값을 갖고, 두 개의 실수 고유값은 각각 느리게 감쇄하는 스파이럴 모드(spiral mode)와 빠르게 감쇄하는 롤 모드(Roll Mode)를 갖고, 복소수 고유값은 요츅에 대해서 감쇄가 작은 더치롤(Dutch Roll) 진동을 나타낸다. 호버링시에도 비슷하며 더치롤 진동이 허수축으로 더 이동하여 약간 더 불안정한 시스템이 된다.
	제어기 설계에는 무엇을 사용하였는가?	헬리콥터 동력학 방정식은 로터 동력학을 포함한 비선형 시뮬레이션 모델을 개발하고 정지 비행에서 전진속도까지 속도별로 트림조건을 이용한 선형모델을 구하여 사용하였다. 제어기 설계는 비행조종성을 만족하기 위해 명령모델추종방식을 사용하였고, 피드포워드 게인을 위한 단순한 역모델을 사용하였으며, 축간의 커플링을 줄이기 위한 디커플링 로직과 페이즈 모델이 적용되었으며 선형모델을 이용하였다. 비행성능 평가는 매트랩 기반의 Conduit을 이용하여 수행하였으며, 레벨 1의 기준을 만족함을 확인하였다.

참고문헌 (4)

Aeronautical Design Standard Performance Specification Handling Qualities Requirements for Military Rotorcraft, United States Army Aviation and Missile Command, Aviation Engineering Directorate, Redstone Arsenal, Alabama, Mar 21, 2000.
Jeffrey W. Harding, Scott J. Moody, Geoffrey J. Jeram, M. Hossein Mansur, Mark B. Tischler, "Development of Modern Control Laws for the AH-64D in Hover/Low Speed Flight", American Helicopter Society 62th Annual Forum, Phoenix, AZ, May 9-11, 2006.
Jay W. Fletcher, Jeftt Lusardi, Mohammadreza H. Mansur, David R. Arterburn, Ogor Cherepinsky, Joe Driscoll, Channing S. Morse and Kevin F. Kalinowski, "UH-60M Upgrade Fly-By-Wire Flight Control Risk Reduction using the RASCAL JUH-60A In-Flight Simulator", American Helicopter Society 64th Annual Forum, Montreal, Canada, April 29 - May 2, 2008
Tischler, M. B., et. al., "CONDUIT - A New Multidisciplinary Integration Environment for Flight Control Development," NASA TM 112203, USAATCOM TR 97-A-009, 1999.

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