Many aircraft need to have ability to accomplish given missions stably and effectively. Modern complex aircraft missions have to also be achieved by pilots’ simple compensation control of aircraft and pilots’ load to complete given missions needs to be decreased while aircraft carry out their missions. Therefore, it is important to design aircraft control systems to satisfy requirements of flying and handling qualities which are criteria showing how aircraft response is easy, predictable and effective about pilots’ command for performing a flight mission. Furthermore, robust and good performance control systems which meet the criteria must be designed because most high-performance commercial and military aircraft do not guarantee the flying and handling qualities of the vehicles or actually unstable.
The objective of this paper is to analyze and understand specifications for flying and handling qualities of longitudinal and lateral-directional aircraft motions which are described in MIL-STD-1797A. Moreover, the 6-DOF nonlinear equations of motion and linear model of F-16 fighter are developed and the aircraft control systems by using dynamic inversion synthesis are designed to satisfy the flying and handling specifications. Dynamic inversion is used since aircraft control systems which have desired response characteristics can be easily designed with this synthesis. The numerical simulations are performed to investigate the performance of the designed control systems according to low-order equivalent systems, bandwidth criteria, Neal-Smith criteria and Gibson's dropback criteria, etc.
민항기, 전투기, 수송기, 그 외의 여러 항공기들은 각 항공기가 수행해야 할 임무들이 주어지며, 이를 안정하고 효과적으로 수행할 수 있는 능력을 가지고 있어야 한다. 또한 임무를 수행하는 조종사의 임무 부담을 줄이며, 조종사의 간단한 보상 조작만으로도 임무를 수행하는데 원하는 성능을 달성할 수 있어야 한다. 이처럼 항공기가 비행임무를 수행하기 위한 조종사의 명령에 대해 얼마나 쉽게, 예측 가능하게, 효과적으로 반응하는지를 나타내는 척도가 항공기의 비행성(Flying and Handling Qualities) 평가기준이다. 본 논문에서는 현재 많은 나라에서 공용으로 사용하고 있는 미 국방 표준 MIL-STD-1797A 비행성 요구규정을 기본으로 하여, 이 규정에서 제시하고 있는 항공기의 종방향 장·단주기 요구조건, 등가저차시스템(Low-Order Equivalent System), Bnadwidth 평가기준, Neal-Smith 평가기준, Gibson’s Dropback 평가기준에 대해 분석해보도록 한다. 또한 항공기의 횡방향 운동 특성을 평가하는 롤 모드 평가기준, 나선강하 및 더치롤 모드의 평가기준에 대해서 분석해보았다.
이러한 비행성 성능평가 기준을 적용하기 위해 일반적으로 많이 알려진 F-16 항공기 모델을 이용하여 종·횡방향 선형제어시스템을 설계한다. 본 논문에서는 선형제어시스템을 설계하기 위하여 Dynamic Inversion (DI) 기법을 이용하며, 설계된 제어시스템의 특성을 분석하기 위해 비행성 성능평가 기준을 적용한 시뮬레이션을 수행하도록 한다. DI 제어기는 모델의 불확실성이 커질수록 제어기의 성능 및 안정성이 저하된다. 그러므로 본 논문에서는 모델의 불확실성을 가정하여, 설계된 DI 제어기의 성능 및 안정성을 분석하기 위한 시뮬레이션을 수행하였다.