In order to develop a Quad-Rotor UAV, a successive task from conceptual design to control design was performed. First, the dynamic model for control system design was derived by Euler-Lagrange and Newton’s $2^{nd}$ law. In order to satisfy the system requirements, the conceptual design of the Quad-Rotor UAV has been performed. The best issue for designing a MAV is the design of propulsion group. As any set of propulsion group, that is, battery, propeller and motor, there is a big difference of endurance, so we use an optimizer which searches the best combination. According to the result of conceptual design, electronic system design is performed. In order to test control algorithm and hardware system, the 3DoF flying mill was made with two microcontrollers. In system control, we use conventional adaptive sliding mode control that estimates the norm bound of lumped uncertainty. However, if we use the original approach, adaptation parameters can be drifted in real implementation, because restriction to a sliding surface can not always be achieved. In order to prevent this phenomenon, we apply modified sliding surface technique to the conventional adaptive sliding mode control. In addition, integral term is added to the sliding surface for preventing initial chattering and high gain. As the update law of the integral term, classical control method such as PD control can be used for equivalent control law of sliding mode control. Experiments using the PD control on the 3DoF flying mill, and numeral simulations using the proposed approach for real flight are performed.
본 논문은 쿼드로터 무인항공기를 개발하기 위해 수행했던, 개념설계로부터 제어시스템 설계까지의 일련의 과정을 기술한다. 우선 쿼드로터 무인항공기의 동역학 모델을 뉴턴의 법칙을 이용하여 모델링 하였다. 시스템 요구조건을 충족시키면서 최고의 효율을 내기 위해 수행한 개념설계는 소형 무인항공기 설계 시 가장 이슈화 되고 있는 추력부 설계와 기타 구성품의 설계로 나누어진다. 추력부 설계 시에는 최적화 기법을 이용하여 기타 구성품의 비교분석 결과를 포함한 최적의 모터, 프로펠러, 배터리의 조합을 찾는 과정을 수행하였다. 개념설계의 결과를 토대로 쿼드로터 무인항공기의 전자시스템을 2개의 마이크로 컨트롤러를 중심으로 구축하였으며 각종 제어기법과 테스트 베드의 성능을 검증하기 위한 3자유도 flying mill을 제작하였다. 그러나 제작된 flying mill이 완벽한 자유공간에서의 비행을 묘사하지 못하기 때문에 flying mill에서 검증된 제어시스템이라도 실제 비행을 위해서는 추가적인 제어이득 변경이나 실제 동역학 모델의 확인이 필요하다. 강인제어기법은 모델의 불확실성이나 외란에도 일정 범위내의 성능을 보장하기 때문에 flying mill의 문제점을 보완하기 위해 외란을 포함한 통합된 불확실성의 놈을 예측하는 적응 슬라이딩 모드 제어기법을 사용하였다. 그러나 기존의 적응 슬라이딩 모드 제어기법을 사용시, 적응 변수들의 흐름변상과 과도한 초기 입력 그리고 채터링 현상이 발생한다. 그래서 일정 경계층 안에서 적응 변수들의 커짐 현상을 방지할 수 있는 변형된 슬라이딩 평면을 사용하는 방안과 슬라이딩 평면에 적분 항을 추가하여, 초기 시간부터 시스템의 동역학이 슬라이딩 평면에서부터 시작할 수 있게 하는 방안을, 통합하는 방법을 제안하였다. 이때 슬라이딩 평면의 적분 항의 업데이트 법칙 설정에 따라 기존 PD 제어기의 결과를 함께 이용할 수 있다. 3자유도 flying mill에서 PD 제어기를 사용하여 실제 시스템의 자세제어 실험을 수행했으며, 수치 시뮬레이션을 통해, 3자유도 flying mill의 모델 파라미터를 사용한 적응 슬라이딩 모드 제어의 성능을 입증하였다.
