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문제 정의
- 본 논문에서는 수직 이·착륙이 가능한 회전익항공기의 종류인 멀티콥터를 다루고자 한다.
- 이를 전산유체해석을 통하여 로터와 로터 사이의 간격을 설계하였으며, 최적설계 기법인 D-최적계획법을 이용하여 실험점을 설계하였고, 이를 통해 반응표면법을 사용하여, 근사 함수를 정의 하였다. 이를 통해 비 지배 분류 유전알고리즘(NSGA-II)를 통해 최적의 PID 의 이득 값을 얻고자 하였다.
- 본 연구에서는 멀티콥터의 한 종류인 쿼드콥터의 자세를 제어하고자 한다. 쿼드콥터는 4 개의 로터로 이루어져 있으며, 헥사콥터, 옥타 콥터에 비해 몸체가 작고 무게가 가벼우며, 로터가 대칭으로 이루어져 있기 때문에 비교적 안정화된 비행을 할 수 있다.
- 쿼드콥터는 4 개의 로터로 이루어져 있으며, 4 개의 로터가 동시에 회전하기 때문에 블레이드 후류에서 생기는 유동의 간섭에 안정성이 불안정해 질 수 있다. 그렇기 때문에 쿼드콥터의 설계 과정에서 로터와 로터 사이의 간격 변화에 따른 안정성을 평가하고자 로터와 로터 사이의 간격 변화에 따른 추력 안정성을 확인하고자 하였다. 간격 변화의 간섭효과를 분석하기 위하여 쿼드콥터가 제자리 비행에 필요한 추력값을 깃요소이론을 이용하여, 무게 1056g 의 해당하는 추력을 낼 수 있는 로터의 회전 수가 5200rpm 으로 계산 되었다.
- 하지만 실험을 통한 이득 값 조정이나, 많은 경험이 밑바탕이 되어야 적절한 이득 값을 얻을 수 있다. 하지만 반응표면 모델과 유전알고리즘을 통해서 쿼드콥터의 흐트러진 자세를 최단시간에 회복 할수 있는 이득 값을 얻고자 한다.
- 본 연구의 설계 목표는 Roll 의 움직임과 Altitude 의 움직임이 안정상태로 되돌아 오는 시간을 최소화 하는 것이며, 비지배 유전알고리즘에서는 목적함수의 최소화 값을 얻기 위하여 음의 값을 출력할 수 있기 때문에 구속함수 g 를 정의하였다. 또한 x1 ~ x6는 Roll 과 Altitude 각각의 P, I, D 이득 값의 범위를 나타내었다.
- 분석 PID 제어기에서는 Roll, Pitch, Yaw, Altitude 4 가지 움직임의 각각의 PID 이득 값, 총 12 개의 변수가 입력 된다. 하지만 파라미터 분석을 통하여 파라미터변동에 의한 응답 값이 미미한 부분은 배제하고자 하였다. 그에 대한 변화폭은 Fig.
- 본 논문에서는 쿼드콥터의 기체가 제자리 비행 상태에 있을 때, 외부적인 영향에 의해 기체가 기울어 졌을 경우 PID 제어를 통하여 최단 시간내에 기체의 안정성을 회복할 수 있는 P, I, D 의 이득 값을 찾고자 하였다. 쿼드콥터의 안정성을 높이기 위하여 쿼드콥터의 로터와 로터사이의 거리를 정의하여 쿼드콥터를 설계 하였으며, 설계된 쿼드콥터를 통하여 PID 제어 알고리즘을 생성하였다.
가설 설정
- 블레이드 단면형상은 깃요소이론(Blade Element Theory:BET)식과 전산유체해석의 결과가 가장 일치하는 NACA0012 형상을 선정하였다.(2) 쿼드콥터의 구성은 몸체, 블레이드, 모터, 배터리, 제어기, 수신기 기판을 포함하여 총 무게 872g 으로 추가적인 부품을 고려하여 1056g 의 무게를 가정하였다. 설계한 쿼드콥터의 모델은 Fig.
- ·쿼드콥터는 제자리 비행상태를 가정한다.
- ·Roll 회전 방향으로 30°기울어진 상태를 가정한다.
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