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Autopilot design synthesis for highly maneuverable STT(Skid-To-Turn) missiles = 고기동 STT 유도탄의 오토파일롯 설계기법 연구
서명 / 저자 Autopilot design synthesis for highly maneuverable STT(Skid-To-Turn) missiles = 고기동 STT 유도탄의 오토파일롯 설계기법 연구 / Seung- Hwan Kim.
저자명 Kim, Seung-Hwan ; 김승환
발행사항 [대전 : 한국과학기술원, 2012].
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초록정보

In this dissertation, autopilot design synthesis for highly maneuverable STT(Skid-To-Turn) missiles is proposed. It includes the missile autopilot design method using nonlinear dynamic control approach and PI (Proportional Integral) controller structure, the development of aerodynamic coupling model, and a new structure of aerodynamic fin actuation control system for highly maneuverable STT missiles. Firstly, a combined PI-nonlinear dynamic controller is presented to track the desired missile acceleration commands. This method is shown that the non-minimum phase problem may be circumvented by employing cascaded regulations in the nonlinear area. This approach consists in, first, linearizing the nonlinear system with respect to an intermediate output (angle of attack), and then, adding an outer loop in order to control real output(acceleration). The nonlinear dynamic control approach for the asymptotic output tracking is applied to the inner angle of attack control loop. And the outer acceleration control loop is designed by PI controller. The proposed method provides the stable asymptotic output tracking performance to a desired acceleration commands. Secondly, the aerodynamic coupling modeling problem of highly maneuvering skid-to-turn missiles is studied. A well defined linearized aerodynamic model of flight vehicle is necessary to design high performance flight control system. Especially, in case of missile with high angle of attack and large aerodynamic coupling effect, a linearized model used for the flight control system design plays an important role in determining the stability and performance of the overall system. In this thesis, the calculation method of aerodynamic derivatives and autopilot design method which reflects the coupling effects of highly maneuverable missiles are proposed. Finally, a new structure of aerodynamic fin actuation control system is introduced. The performance of actuation system plays a decisive role in determining the performance of flight control system. Generally, the roll, pitch, and yaw autopilots for controlling the attitudes or lateral acceleration of the missile are designed, and aileron, elevator and rudder commands are generated as a consequence outputs of each autopilot, respectively. In the existing fin actuation control scheme for the typical tail-fin controlled cruciform missiles, firstly these outputs are distributed to four fin defection commands, and after that four fins are actuated by fin controllers so that their deflections follow the commands. This thesis shows that such control schemes can cause significant deterioration in flight control system performance when fin actuators have certain physical constraints such as slew rate, voltage or current limit, uncertainty of actuator dynamics, and so on, and propose a new control scheme which alleviates such problems.

본 논문에서는 고기동 STT(Skid-To-Turn) 유도탄의 오토파일롯 설계기법 에 대해 연구하였다. 비최소 위상 특성을 갖는 유도탄의 가속도 제어를 위해 비례 -적분 제어기와 비선형 동적 제어기를 이용한 오토파일롯 설계방법을 제안하였 고, 고기동 유도탄의 공력학적 커플링 영향을 고려한 다이나믹스 모델링 및 오토 파일롯 설계방법과 새로운 구조를 갖는 공력날개 구동제어 시스템의 설계 방법을 제안하였다. 첫번째 결과로, 궤환선형화 방법을 이용한 플랜트 역 변환 형태의 비선형 제어기 설계 방법을 비최소 위상 특성을 갖는 유도탄 가속도 제어에 직접 적용할 수 없는 문제와 역반환 방식의 제어루프에 시간지연 등이 존재할 경우 위상여유 를 확보하기 어려운 문제를 해결하기 위해 가속도 제어루프의 내부루프인 받음각 제어루프는 슬라이딩 모드 제어와 비선형 동적 제어기 설계방법을 적용하고, 외부루프인 가속도 제어루프는 비례-적분 제어방법을 이용하여 설계하는 방법을 제안하였다. 또한, 받음각 정보 추정을 위해 비선형 관측기를 이용하는 방법과 가속도와 받음각 사이의 관계를 이용하여 추정하는 방법을 제시하였다. 한편, 공력학적 커플링 영향이 큰 고기동 유도탄의 오토파일롯 설계를 위해 서는 유도탄의 비선형 특성을 잘 반영하는 선형화 모델의 모델링 문제는 매우 중요하며, 선형화 모델 산출에 필요한 공력 미계수 값들은 비행제어 시스템의 안정도를 결정하는 중요한 역할을 하게 된다. 본 논문에서는 두번째 결과로 서로 다른 두 가지 방법의 공력 미계수 산출방법을 소개하고, 어떤 방법이 고기동 STT 유도탄의 공력학적 커플링 영향을 잘 반영하는 공력 미계수 산출 방법인가를 분석하였으며, 유도된 MIMO(Multi-Input Multi-Output) 커플링 모델을 이용 하여 오토파일롯을 설계하고 그 성능을 확인하였다. 세번째 결과로, 구동장치의 비선형 요소로 인한 구동 성능 저하 문제를 개선 시키기 위한 한 가지 방법으로, 기존의 공력날개 구동제어 시스템의 구조적인 단점인 구동장치의 물리적인 한계(Slew Rate, Limiter, 동특성의 불확실성, 각각의 날개 구동장치 간의 동특성 차이 등)로 인한 성능 저하 문제를 개선시키기 위해 새로운 구조를 갖는 십자형 유도탄의 공력날개 구동제어 시스템 설계방법을 제안하였다. 본 논문에서 제안한 새로운 구조의 공력날개 구동제어 시스템을 롤-피치-요 커플링 모델을 이용하여 설계된 오토파일롯에 적용하여, 기존의 구동 제어 시스템을 적용할 경우에 비해 오토파일롯의 성능이 크게 개선됨을 확인 하였다.

서지기타정보

서지기타정보
청구기호 {DAE 12011
형태사항 vi, 126 p. : 삽도 ; 30 cm
언어 영어
일반주기 저자명의 한글표기 : 김승환
지도교수의 영문표기 : Min-Jea Tahk
지도교수의 한글표기 : 탁민제
수록잡지명 : "New structure for an aerodynamic fin control system for tail-fin controlled STT missiles". ASCE Journal of Aerospace Engineering, Vol.24/Issue 4, pp.505-510(2011)
수록잡지명 : "Missile acceleration controller design using PI and nonlinear dynamic control design method". Proc. IMechE, Part G, Journal of Aerospace Engineering, doi:10.1177/0954410011417510, (firs)
학위논문 학위논문(박사) - 한국과학기술원 : 항공우주공학전공,
서지주기 References : p. 119-124
주제 Highly maneuverable STT missile
autopilot design
nonlinear dynamic control
aerodynamic coupling modeling
new structure of actuation control system
고기동 STT 미사일
오토파일롯 설계
비선형 동적제어기
공력학적 커플링 모델링
새로운 구조의 구동제어시스템
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