[논문]무인 무미익 항공기의 무게중심 변화를 고려한 L1 적응제어 비행제어 법칙 설계 및 성능 검증

고동현; 강지수; 최기영

doi:10.5139/jksas.2019.47.2.114

[국내논문] 무인 무미익 항공기의 무게중심 변화를 고려한 L1 적응제어 비행제어 법칙 설계 및 성능 검증
Design and Performance Verification of L1 Adaptive Flight Control Law Considering the Change of Center of Gravity for Unmanned Tailless Aircraft 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.47 no.2, 2019년, pp.114 - 121

고동현 (Department of Aerospace Engineering, Inha University) , 강지수 (Department of Aerospace Engineering, Inha University) , 최기영 (Department of Aerospace Engineering, Inha University)

초록
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무미익 항공기는 꼬리 날개가 없기 때문에 일반적인 형태의 항공기에 비해 피탐성 낮으나 안정성이 좋지 않아 제어기를 설계하는 것이 쉽지 않다. 특히 비행 중에 임무장비 투하나 연료 소모 등에 의해 무게중심의 위치가 변화하는 것을 고려한다면 제어기 설계는 더욱 더 어렵게 된다. 본 논문에서는 이러한 문제점을 극복하기 위한 방법으로 L1 적응제어 방식을 제안하며 비선형 시뮬레이션을 통하여 제어기의 안정성과 성능을 검증하였다. 설계지표 선정을 위해 RPV Flying Quality Design criteria의 내용을 참고하였다. 시뮬레이션을 이용하여 급격한 관성량의 변화에 대해 설계된 적응제억기가 무미익 항공기 안정성을 유지하는 것을 보이고, 이득 스케쥴링 기법과 함께 사용 시 계산량이 줄어들 수 있음을 확인하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

Tailless aircraft have advantages of low visibility compared to conventional aircraft, but drawback of poor stability as well which makes designing controller difficult. The controller design is more difficult, especially when the center of gravity moves due to store release or fuel consumption during flight. In this paper, an L1 adaptive controller is proposed as a way to overcome these problems. The reliability and performance of the controllers were verified by non-linear simulations. RPV Flying Quality Design criteria were used for design criteria. Using the simulation, it is shown that the adaptive controller maintains stability of the unmanned aircraft for sudden large change in the inertial properties. It is also shown that the calculation burden can be reduced when it is used with the gain scheduling method.

Keyword

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문제 정의

유인 항공기의 경우 MIL-STD-1797A를 기반으로 한 비행성과 조종성 등 항공기의 성능을 객관적으로 평가할 지표가 있는 반면 무인 항공기는 이러한 성능지표가 존재하지 않는다. 따라서 본 논문에서는 미공군에서 발표한 RPV(Remote Pilot Vehicle) Flying Quality Design criteria[11]를 참조하여 무인 항공기의 제어 요구 성능을 제안함과 동시에 이를 만족하도록 제어기를 구성하는 것을 목표로 연구를 진행하였다.
본 논문에서는 항공기의 전 영역을 다루는 것이 아닌 순항상태에서 성능을 평가하기 때문에 많은 요구 항목들 중에 자세 유지 요구도, 과도응답 요구도에 대한 내용을 제어 검증 항목으로 선정함과 동시에 무인기의 성능 지표로 제안한다. Table 3은 AFFDL-TR-76-125에 명시되어 있는 자세 유지 요구도와 과도 응답 요구도를 나타낸 표이다.
본 논문에서는 L1 적응제어기의 성능을 검증을 위한 시나리오로서 항공기의 무게중심 변화를 선정하였다. 무게중심의 변화를 검증 시나리오의 주제로 선정한 이유는 임무장비의 활용(예 : 폭탄 투하)이나 연료소모 등 실제 항공기를 운영하는데 다양한 요인에 의해 무게중심의 변화가 일어날 수 있기 때문이며 기존 연구를 통해 항공기의 무게중심은 세로방향의 안정성에 많은 영향을 미치는 것으로 잘 알려져 있기 때문이다[17].
본 논문에서는 무미익 항공기의 무게 중심의 변화에 따른 안정적인 제어를 위한 연구를 진행하였다. 항공기의 안정적인 제어를 위해 L1 적응제어를 사용하였으며 적응제어의 성능검증은 비선형 시뮬레이션을 통해 진행하였다.

가설 설정

LQR 제어 이득 값은 MATLAB의 내장함수 기능을 통해 구하였다. 제어이득을 계산할 때 사용한 가중행렬 Q와 R값은 아래와 같이 선정하였는데 기준 모델에서는 항공기 속도는 자동으로 제어가 가능하다고 가정하였기 때문에 자세의 안정성만을 고려하였다.
첫 번째 시나리오는 트림 상태의 항공기에 θ=13°(trim 기준 +10도) 상승하는 명령을 통해 항공기의 자세가 변화하는 것을 확인하고 약 20초가 되는 시점(정상상태 도달)에 임의의 효과에 의해 항공기의 무게 중심이 약 73cm(전체 길이의 약 10%) 뒤로 이동한 상태를 유지하는 것으로 가정하였다.

제안 방법

본 논문에서는 L1 적응제어 기법을 이용하여 비행 중 항공기의 무게 중심의 변화에 대해 강건한 제어 성능을 갖는 제어기를 설계하였으며 비선형 시뮬레이션을 통해 성능 검증을 수행하였다. 유인 항공기의 경우 MIL-STD-1797A를 기반으로 한 비행성과 조종성 등 항공기의 성능을 객관적으로 평가할 지표가 있는 반면 무인 항공기는 이러한 성능지표가 존재하지 않는다.
2장 본론은 시뮬레이션 구조에 대한 설명을 한 후 L1 적응제어를 포함한 제어기에 대한 내용을 정리하고 RPV 문서를 기반으로 무인 항공기가 유지해야 할 제어 성능에 대한 내용을 제안한다. 그 후 검증 시나리오를 설명 후 시뮬레이션 결과에 대한 분석을 통해 제어기 성능에 대한 검증을 완료하는 것으로 구성하였다.
2장 본론은 시뮬레이션 구조에 대한 설명을 한 후 L1 적응제어를 포함한 제어기에 대한 내용을 정리하고 RPV 문서를 기반으로 무인 항공기가 유지해야 할 제어 성능에 대한 내용을 제안한다. 그 후 검증 시나리오를 설명 후 시뮬레이션 결과에 대한 분석을 통해 제어기 성능에 대한 검증을 완료하는 것으로 구성하였다.
MATLAB/Simulink를 기반으로 하여 항공기의 비선형 모델을 구성하였으며 그 내용은 다음과 같다. 항공기의 현재 상태를 입력으로 받아 공기 밀도를 계산하는 대기모델과 공기밀도와 현재 항공기 상태를 입력으로 받아 공력에 의한 힘과 모멘트를 계산하는 공력모델 항공기의 추력을 계산하는 추력모델 그리고 중력상수를 계산하는 중력모델로 구성되어 있으며 각각의 모델에서 계산된 힘과 모멘트를 결합하여 항공기의 상태를 업데이트하는 오일러 각 기반 6자유도 방정식으로 구성되어 있다[13].
세로방향 선형 모델의 상태와 입력 정보는 Table 2에 나와 있다. LQR 제어 이득 값은 MATLAB의 내장함수 기능을 통해 구하였다. 제어이득을 계산할 때 사용한 가중행렬 Q와 R값은 아래와 같이 선정하였는데 기준 모델에서는 항공기 속도는 자동으로 제어가 가능하다고 가정하였기 때문에 자세의 안정성만을 고려하였다.
L1 적응 제어기를 비선형 모델에 적용하기 전에 무미익 항공기의 선형모델을 이용하여 제어 성능에 대한 연구를 진행하였다. Fig.
첫 번째 시나리오는 트림 상태의 항공기에 θ=13°(trim 기준 +10도) 상승하는 명령을 통해 항공기의 자세가 변화하는 것을 확인하고 약 20초가 되는 시점(정상상태 도달)에 임의의 효과에 의해 항공기의 무게 중심이 약 73cm(전체 길이의 약 10%) 뒤로 이동한 상태를 유지하는 것으로 가정하였다. 이 때 SAS Loop에 적응제어가 적용되어 있지 않은 방식(NonAdaptive)과 적응제어가 적용되어 있는 방식(Adaptive)의 시뮬레이션 결과를 비교하였다. Figs.
그리고 이득 스케줄링 기법과 적응제어기의 제어 성능 비교를 하였으며 단순하게 성능비교에 그친 것이 아니라 적응제어만을 사용하는 것은 시간적인 측면에서 비효율적이기 때문에 효과적인 제어를 위해 이득 스케줄링 기법과 적응제어 기법을 동시에 사용하는 방식을 제안하였다.
마지막 검증 시나리오는 이득 스케줄링 기법과 적응제어 기법의 성능을 비교와 두 가지 제어기의 복합운용의 성능을 평가하였다. 시뮬레이션 시나리오는 앞선 시나리오와 동일하지만 무게중심이 변화되는 시간이 각각 15초에 무게중심이 앞으로 이동하고 17초가 되면 다시 뒤로 이동하고 다시 19초가 되면 원래 위치로 돌아오는 시나리오이다.
시뮬레이션 시나리오는 앞선 시나리오와 동일하지만 무게중심이 변화되는 시간이 각각 15초에 무게중심이 앞으로 이동하고 17초가 되면 다시 뒤로 이동하고 다시 19초가 되면 원래 위치로 돌아오는 시나리오이다. 이번 시나리오에서는 이득 스케줄링 기법의 강건성을 높이기 위해 무게중심이 이동한 3포인트 별로 선형모델을 구한 후 각 포인트 별 제어기를 설계 하였으며 이득의 선형보간법을 통해 연속성을 부여하였다. 시뮬레이션은 총 3번 수행하였으며 첫 번째 시뮬레이션에서는 이득 스케줄링 기법만을 사용하고 두 번째 시뮬레이션에서는 적응제어만을 사용하였으며 마지막 시나리오에서는 일반적인 구간에서는 이득 스케쥴링 기법을 사용하고 무게 중심이 변화하는 시점에서만 적응제어를 사용하였다.
이번 시나리오에서는 이득 스케줄링 기법의 강건성을 높이기 위해 무게중심이 이동한 3포인트 별로 선형모델을 구한 후 각 포인트 별 제어기를 설계 하였으며 이득의 선형보간법을 통해 연속성을 부여하였다. 시뮬레이션은 총 3번 수행하였으며 첫 번째 시뮬레이션에서는 이득 스케줄링 기법만을 사용하고 두 번째 시뮬레이션에서는 적응제어만을 사용하였으며 마지막 시나리오에서는 일반적인 구간에서는 이득 스케쥴링 기법을 사용하고 무게 중심이 변화하는 시점에서만 적응제어를 사용하였다. Fig.
본 논문에서는 무미익 항공기의 무게 중심의 변화에 따른 안정적인 제어를 위한 연구를 진행하였다. 항공기의 안정적인 제어를 위해 L1 적응제어를 사용하였으며 적응제어의 성능검증은 비선형 시뮬레이션을 통해 진행하였다. 그리고 미공군의 RPV문서 분석을 통해 무인 항공기에게 요구되는 제어 성능을 제안하였으며 본 논문에서는 제안하는 성능을 만족하도록 항공기의 제어기를 설계하였다.
항공기의 안정적인 제어를 위해 L1 적응제어를 사용하였으며 적응제어의 성능검증은 비선형 시뮬레이션을 통해 진행하였다. 그리고 미공군의 RPV문서 분석을 통해 무인 항공기에게 요구되는 제어 성능을 제안하였으며 본 논문에서는 제안하는 성능을 만족하도록 항공기의 제어기를 설계하였다.
제어기의 성능검증을 위해 무게중심이 변화하는 검증 시나리오를 선정하였다. L1 적응제어기의 경우 천이과정에서는 LQR제어만 사용한 방식에 비해 제어 성능이 부족한 것을 확인하였으나 항공기의 무게 중심의 변화와 같은 불확실성을 고려한 경우, 발산하는 LQR제어 방식과 달리 안정적으로 제어가 가능한 것을 확인할 수 있었다.

이론/모형

그리고 시뮬레이션에 활용된 대기 모델과 중력모델은 Simulink의 기본 모델을 활용하였으며 공력모델은 항공기의 속도와 받음각 옆미끄럼각을 입력으로 받는 3차 테이블 형태로 구성하였다. 마지막으로 추력모델 역시 테이블 형태로 구성하여 조종사의 레버위치에 따라 발생하는 추력이 결정되도록 구성되어 있다.
State Predictor는 적응제어를 통해 추종할 항공기의 기준 모델을 생성하는 부분이다. 본 논문에서는 사용한 기준 모델은 무미익 형상의 항공기의 세로방향 선형 모델에 LQR제어를 통해 안정성이 증가된 모델을 사용하였다. 세로방향 선형 모델의 상태와 입력 정보는 Table 2에 나와 있다.
RPV 문서는 미국 공군의 무인기 비행성 정의 문서인 AFFDL-TR-76-125[11]을 참고하였다. 해당 문서에서는 무인 비행체의 비행성 수준에 따라 분류하였으며 자동 비행의 분류 및 각 분류에 따른 성능 지표를 제안한 내용을 포함하고 있다.

성능/효과

9, 10에서 시뮬레이션이 시작한 후 20초부터 항공기의 상태를 확인해보면 적응제어를 적용하지 않은 항공기는 발산하기 시작하여 약 23초가 되는 시점에 제어가 불가능 한 상태가 되는 것을 확인할 수 있다. 반면 L1 적응제어를 적용한 항공기의 시뮬레이션 결과는 무게중심이 변한 20초에 항공기의 자세가 한번 흔들리는 현상이 있으나 2~3초 이내에 자세가 수렴하여 안정적으로 비행하는 것을 확인할 수 있다.
이번 시나리오 역시 무게중심이 변화하는 시점인 35초 시점(가로실선)부터 항공기의 피치 축(0.4deg)과 속도(1m/s) 항공기의 받음각(3deg)이 각각 변화가 있지만 변화량이 작으며 약 10초가 지난 후 원래 값으로 수렴하는 것을 확인할 수 있다.
시뮬레이션 결과를 확인해 보면 적응제어만을 사용했을 때의 시뮬레이션 결과가 다른 두 가지 시뮬레이션 결과에 비해 가장 안정적인 것을 확인 할 수 있다. 그러나 적응제어만 사용한 경우의 단점은 연산시간에 있다.
제어기의 성능검증을 위해 무게중심이 변화하는 검증 시나리오를 선정하였다. L1 적응제어기의 경우 천이과정에서는 LQR제어만 사용한 방식에 비해 제어 성능이 부족한 것을 확인하였으나 항공기의 무게 중심의 변화와 같은 불확실성을 고려한 경우, 발산하는 LQR제어 방식과 달리 안정적으로 제어가 가능한 것을 확인할 수 있었다. 그리고 이득 스케줄링 기법과 적응제어기의 제어 성능 비교를 하였으며 단순하게 성능비교에 그친 것이 아니라 적응제어만을 사용하는 것은 시간적인 측면에서 비효율적이기 때문에 효과적인 제어를 위해 이득 스케줄링 기법과 적응제어 기법을 동시에 사용하는 방식을 제안하였다.

후속연구

반면 천이과정에서만 적응제어를 사용한 경우 약 17초가 소모되었다. 향후 실시간 운용성을 고려한다면 적응제어 방식과 이득 스케줄링 방식을 혼합 운용하는 것이 시간적인 측면에서 효과적임을 알 수 있다.
그리고 이득 스케줄링 기법과 적응제어기의 제어 성능 비교를 하였으며 단순하게 성능비교에 그친 것이 아니라 적응제어만을 사용하는 것은 시간적인 측면에서 비효율적이기 때문에 효과적인 제어를 위해 이득 스케줄링 기법과 적응제어 기법을 동시에 사용하는 방식을 제안하였다. 본 연구를 통해 설계된 제어기를 이용하여 임무장비 투하, 화석연료를 사용 등으로 무게중심이 변화하는 무미익 항공기를 안정적으로 운영할 수 있을 것으로 기대된다.
현재 L1 적응제어에서는 Control Allocation이 적용되어 있지 않는데 향후 Control Allocation을 포함한 다양한 제어 이론을 적용하여 무미익 항공기가 무인 전투기의 성능 요구도를 만족할 수 있도록 연구를 진행할 예정이다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	무미익 형상에 대한 연구가 부각되는 이유는 무엇인가	지난 십수년간 미국에서는 무미익 형상을 특징으로 갖는 X-series에 대한 실험적 연구를 진행하고 있으며[1] 프랑스, 스페인, 이탈리아등의 국가가 협업하여 만든 Neuron[2], 영국의 Taranis[3] 중국의 Lijian[4]과 러시아의 Skat[5]등 각 국이 경쟁적으로 무미익 형상에 대한 연구 개발을 진행하고 있다. 이처럼 무미익 형상에 대한 연구가 부각되는 이유는 무미익 형상의 항공기가 기존의 형상에 비해 높은 양항비, 낮은 레이더 단면적에 의한 저피탐성 등 높은 전술적 가치를 가지고 있기 때문이다. 그러나 무미익 형상의 항공기는 이러한 장점에 반해 제어가 어려운 것으로 알려져 있는데 이는 꼬리 날개가 없기 때문으로 역요 현상 회복, 실속 회복 성 불리 등의 안정성이 부족할 뿐만 아니라 엘리베이터와 러더의 부재로 인한 조종력 역시 부족하기 때문이다[6].
	L1 적응제어란 무엇인가	L1 적응제어는 ‘Naira Hovakimya과 Chengyu Cao’에 의해 제안된 적응제어 이론으로 기존의 적응제어 방식에 저역통과 필터를 추가하여 큰 적응 이득을 사용하더라고 고주파의 제어 입력이 생성되지 않도록 구성한 방식이다[12]. 일반적으로 큰 제어 이득을 사용할 경우 높은 강건성을 확보할 수 있지만 안정성 여유가 줄어들며 진동이 심해지는 현상을 볼 수 있는데 L1 적응제어 방식에서는 저역 통과 필터를 통해 고주파의 제어 입력이 생성되지 않기 때문에 강건성과 제어성능을 동시에 만족할 수 있다[14].
	본 논문에서 미공군에서 발표한 RPV(Remote Pilot Vehicle) Flying Quality Design criteria를 참조하여 무인 항공기의 제어 요구 성능을 제안한 이유는 무엇인가	본 논문에서는 L1 적응제어 기법을 이용하여 비행 중 항공기의 무게 중심의 변화에 대해 강건한 제어 성능을 갖는 제어기를 설계하였으며 비선형 시뮬레 이션을 통해 성능 검증을 수행하였다. 유인 항공기의 경우 MIL-STD-1797A를 기반으로 한 비행성과 조종성 등 항공기의 성능을 객관적으로 평가할 지표가 있는 반면 무인 항공기는 이러한 성능지표가 존재하지 않는다. 따라서 본 논문에서는 미공군에서 발표한 RPV(Remote Pilot Vehicle) Flying Quality Design criteria[11]를 참조하여 무인 항공기의 제어 요구 성능을 제안함과 동시에 이를 만족하도록 제어기를 구성하는 것을 목표로 연구를 진행하였다.

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