This thesis deals with the model-following flight control system design for a missile employing discrete-time quasi-sliding mode control. In general, the classical PI-type flight control system has been used for the control of missiles. In this thesis, the classical PI-type reference model is constructed for the purpose of designing a model following flight control system and the quasi-sliding mode control law is used to design a robust flight control system to model uncertainties and disturbances. Furthermore, output feedback is used to design a quasi-sliding mode control law and the model states are used for the unmeasured states instead of estimating them. The sampled data systems are used for representing the plant and reference model, since the control law is implemented in the digital computer.
The nonlinear missile dynamics are linearized at the equilibrium points within a flight envelope to design a flight control system. The models of the missile and actuator dynamics may contain the model uncertainties. Besides, the external disturbances need to be accounted for in a realistic plant. Hence, the control input of the quasi-sliding mode controller composed of the equivalent control input using the nominal parameters of the plant model and the additive control input compensating for the model uncertainties and disturbances is proposed. In order to enhance the tracking performance within the whole flight envelope, the parameters of the equivalent control are gain scheduled with the state variables of the missile dynamics. Two compensating control inputs, (1) using saturation function, and (2) using adaptive sliding mode control, are proposed and their stability proved. The switching function defining the sliding surface is represented as the linear combination of the error between the states of the reference model and the plant. In the quasi-sliding mode control, the switching function asymptotically converges to zero. The convergence of the switching function to zero does not mean that the the output error between the reference model and the plant goes to zero. Therefore, in this thesis, the integrator for the error between the output of the reference model and the plant is employed for eliminating the steady state error.
In order to verify the performance, the suggested control method is applied to design a missile flight control system. The roll attitude control, which is a minimum phase system and the pitch load factor control, which is a nonminimum phase system are designed and their performance evaluated. To compare the tracking performance of the controlled system, the results using the feedback linearizing control are also presented. The simulation results obtained show asymptotic tracking in spite of the presence of model uncertainties and disturbances.
본 논문은 이산시간 모델 불확실성과 외란에 강인한 준 슬라이딩 모드 제어기법을 사용한 모델추종 비행제어시스템 설계에 대한 내용을 다루고 있다. 또한 출력 궤환을 이용하여 준 슬라이딩 모드 제어기를 설계하며, 측정하지 않는 상태변수들은 추정하지 않고 모델변수를 사용한다. 제안된 제어 기법은 디지털 컴퓨터에서 구현되도록 디지털 영역에서 설계 및 해석되었다.
제어대상인 비행체의 동역학은 시변 비선형시스템으로 표현되지만, 비행영역내의 공칭점에서 선형화된 모델을 사용하여 제어시스템을 설계한다. 선형화된 모델은 모르는 공칭모델에 매개변수 불확실성과 외란을 포함하는 부분적으로 알려진 시스템으로 가정한다. 준 슬라이딩 모드 제어 입력은 공칭 모델의 파라메터를 이용하여 설계한 등가입력과 모델 불확실성과 외란을 보상하는 제어입력의 합으로 구성된다. 등가 제어입력은 전체 비행영역에서의 추종성능을 향상시키기 위하여 이득 스케쥴을 사용한다. 두가지 보상입력 (1) 포화함수 사용, (2) 적응 슬라이딩 모드 제어, 이 제안되었고 제어시스템의 안정성이 증명되었다. 스위칭 함수는 모델과 플랜트 상태변수의 오차 벡터의 선형관계에 의하여 구성되므로, 스위칭 함수가 영으로 수렴하여도 출력 추종에 정상상태 오차가 생길 수 있다. 정상상태 오차를 없애기 위하여 적분기를 도입하였다.
제안된 준 슬라이딩 모드 제어기법의 성능을 확인하기 위하여 유도탄의 비행제어시스템을 설계하였다. 최소 위상시스템인 롤 자세제어와 비최소 위상시스템인 피치 하중계수 제어에 적용하여 제어시스템의 성능을 평가하였다. 출력 추종성능을 비교하기 위하여 궤환 선형화 제어를 사용한 결과도 제시하였다. 비선형 비행역학을 이용한 컴퓨터 시뮬레이션 결과 모델 불확실성과 외란이 존재할 경우에도 제어시스템의 안정성과 성능을 얻을 수 있는 설계 방법임을 확인하였다.
