To evaluate performances of the flight control system of high-fidelity aircrafts, criteria specified by MIL-STD-1797A and MIL-F-8785C should be applied. In order to apply the criteria, a low order equivalent system has to be determined.
In this study, the direct method including evaluation criteria of handling qualities as optimization method's constraints are carried out to complement problems of the indirect method that assesses whether a flight control system designed by existing optimization techniques satisfies handling qualities or not. For the direct method, the Co-Evolutionary Augmented Lagrangian Method (CEALM) is used. Neal-Smith criterion, short-period flying qualities, phugoid stability, bandwidth criteria, and Control Anticipation Parameter (CAP) are used as handling qualities assessment standards.
F-16 longitudinal flight control system is performed the optimization with the performance index and constraints. After performing the optimization, designed control system is verified how many constraints satisfy. If some constraints are not satisfied, i.e. constraint conflict occur, an optimization is executed again except some constraints. Then, it is investigated that removed constraints affect performances of the flight control system.
Moreover, present optimization technique can optimize flight condition one by one. In case of performing optimization for several flight conditions, it should be executed as many times as flight conditions. Although reliability of the optimization result can be high in that case, it is required considerable time for the optimization. To solve this problem, an optimization method is constructed with gain scheduling. Then we study techniques that have lower reliability about performances than one of the former but computation time is able to abridge.
고성능 항공기의 비행제어 시스템의 성능을 평가하기 위해서 MIL-STD-1797A와 MIL-F-8785C에서 정의한 기준이 적용된다. 이 기준들을 적용하기 위해서는 등가저차시스템(LOES)을 만들어야 한다.
본 논문에서는 조종성이 구속조건으로 부가된 비행제어 시스템의 최적화에 관한 연구를 수행한다. 먼저 조종성과 항공기의 운동방정식, 그리고 공동진화연산 (CEALM)에 대해 자세히 소개한다. 그 후 최적화 기법으로 설계된 비행제어 시스템이 조종성을 만족하는지 여부에 대해 평가하는 간접적인 방법으로 F-16 전투기의 종방향 비행제어 시스템에 대한 시뮬레이션을 수행하여 안정성, 강인성 및 조종성에 대해 평가한다. 그리고 조종성을 고려한 최적화를 9개의 각기 다른 트림 포인트에 대해서 시뮬레이션을 수행한다. 이때 구속조건으로 부가되는 평가 기준으로는 닐-스미스 기준 (Neal-Smith criterion), 대역폭 기준 (Bandwidth criteria), 제어예상파라미터 (Control Anticipation Parameter), 깁슨 기준 (Gibson's dropback time) 등이 있다. 시뮬레이션 결과 닐-스미스 기준과 드롭백 시간을 제외한 모든 설계 요구조건이 만족된다는 것을 알 수 있다.
또한, 기존의 최적화 기법의 문제점을 보완하기 위해 게인 스케쥴링 (Gain scheduling)에 대한 연구를 수행한다. 여러 개의 비행조건에 대해 최적화를 수행하는 경우, 비행조건의 수만큼 최적화를 수행하여야 한다. 이 문제를 해결하기 위해 least-square curve fitting 기법을 이용하여 각 게인에 대한 3차 다항식을 유도한다. 이 다항식을 이용하여 앞의 9가지 경우 중 한 가지를 선택하여 게인을 계산한다. 이 결과 얻어진 일부 게인이 최적 게인과 큰 차이가 있으나, 조종성과 관련된 모든 구속조건을 만족한다.
Least-square curve fitting 기법을 이용하여 구한 3차 다항식의 가장 큰 문제점은 최적 게인과 게인 다항식을 이용하여 구한 게인에 차이가 존재한다는 것이다. 그리고 강건성과 관련된 몇 가지 설계 요구조건은 만족되지 못한다. 더욱이, 조종성이 구속조건으로 부가된 최적화는 상당한 계산 시간이 요구된다.
