The object of this paper is to design an attitude tracking controller using a mixed-objective optimization for an airplane with high aspect ratio wings. The ASE model of the UAV is formulated using MSC/NASTRAN and ZAERO, which are also used for flutter analysis. The aeroelastic model is constructed as a full vehicle model including the fuselage and both wings to analyze the asymmetric structural wing modes. Due to the high-order nature of the system model, its order is reduced using the balanced reduction technique and also by separating the constructed model as lateral motion and longitudinal motion. The controller is designed using linear matrix inequalities(LMIs)-based mixed-optimization on the ASE model of the entire fuselage to satisfy the robust stability and performance goals expressed in norm conditions. The controller is designed to meet various requirements in terms of robust stability, attitude command tracking, and elastic deflection of the wing. The minimization of the attitude tracking error is treated as an $H_2$ norm minimization problem. The stability requirement on the controller against the uncertainty in the ASE vehicle model due to the flight condition change is formulated as an $H_\inf$ norm constraint problem. The vibration of the flexible wing caused by aerodynamic effects is also included as another $H_2$ norm minimization problem. These problems are combined as a $H_2$ norm minimization with a $H_\inf$ norm constraint and solved to find a controller satisfying these conditions. The closed-loop system with the proposed controller is first examined in frequency domain to check if it does not cause any flutter using ZAERO. The performance of the controller is evaluated in a series of simulation using the ASE vehicle model in terms of attitude tracking and transient response of the wingtip and compared with a baseline PID controller. The performance of the proposed controller is evaluated in time-domain simulation in MATLAB and found satisfactory in the entire flight regime of the target vehicle.
고세장비를 지니는 항공기의 날개의 탄성을 고려하여 다목적 최적 설계 문제를 적용한 자세 추종 제어기를 설계하였다. 제어기 설계를 위해 MSC/NASTRAN과 ZAERO를 사용하여 서보공탄성 모델을 조종면 모델을 포함한 상태 공간 방정식 형태로 구성하였으며 개루프 시스템의 시간 영역에서의 피치각, 날개 변형등의 응답과 주파수 영역에서 공탄성 현상에 의해 일어날 수 있는 플러터 안정성을 살펴보았다. 또한 Dryden 모델을 통한 돌풍하중을 모델링하여 이를 고려했을 때의 응답을 확인하였다. 비행 조건에 대한 불확실성을 고려하여 비행 속도 변화에 따른 모델 변화와 차수 축소에 따른 모델의 불확실성에 강인한 안정성을 가지도록 $H_\inf$ norm의 구속 조건을 하중 함수를 통해 정의하였으며, 원하는 자세 추종 성능을 가지면서 동시에 날개 변위의 변화를 최소화하는 $H_2$ norm 을 정의하여 이를 최소화하는 목적을 가지도록 정의하였다. $H_2$ norm을 최소화하면서 $H_\inf$ norm의 구속 조건에 대한 다목적 최적 문제를 선형행렬부등식(LMIs)해석 툴인 SeDuMi를 이용하여 $H_2 / H_\inf$ 제어기를 설계하였다. 고세장비의 주익을 가진 무인기의 서보공탄성 모델을 구성 및 제어기를 적용한 폐루프 시스템을 구성하여 종방향 운동에서의 피치 각 제어 입력에 대한 조종 성능과 함께 이 때의 천이 응답에서의 공탄성 효과에 의한 날개의 탄성 변형을 최소화하는 제어 시스템을 개발하였다. 이 시스템은 PID 제어기를 적용하여 시간영역에서의 추종 성능 및 날개 변형 정도를 비교하여 제어기의 효과를 검증하였으며, 속도에 따른 모델 변형과 돌풍 하중을 고려한 상황을 포함하여 PID와 비교를 하여 강인성 및 성능을 확인하였다. 끝으로 ZAERO를 이용하여 폐루프 시스템의 플러터 안정성을 판단하였다.
