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Stability augmentation control for a BWB aircraft with large sweepback angle = 큰 뒤젖힘각을 갖는 BWB 항공기의 안정성 증대 제어
서명 / 저자 Stability augmentation control for a BWB aircraft with large sweepback angle = 큰 뒤젖힘각을 갖는 BWB 항공기의 안정성 증대 제어 / Sang-Hyup Lee.
저자명 Lee, Sang-Hyup ; 이상협
발행사항 [대전 : 한국과학기술원, 2013].
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초록정보

This thesis is focused on the stability augmentation control for UCAV1303, the blended wing body (BWB) aircraft with large sweepback angle. The thesis is divided into three parts: one is a modeling and controller design and verification to stabilize the vehicle even at high angle of attack (AoA) region in both continuous and discrete time domain and the other is several applications using the capability flying at high AoA with significant increase in performance especially for the vehicle in discrete time domain. A BWB aircraft with large sweepback angle has high level of nonlinear longitudinal aerodynamic characteristics, vortex lift and pitch break phenomenon. The pitch break makes the aircraft be unstable in pitching motion. To suppress the pitch break phenomenon with augmented stability even at high AoA region, in this research, L1 adaptive control was implemented with baseline Proportional-Integral (PD) control. With velocity and altitude PD controller, several cases of longitudinal nonlinear simulation in continuous time domain verifies the better stability and performance of the designed controller compared with PD controller. For discrete time domain, several cases of Processor-in-the-Loop Simulation(PILS)s was performed in XPLANE. The better sufficient stability and performance of the designed controller with fast adaptation and consistent transient performance was verified compared with PD controller. The pitch angle control rather than AoA control using L1 adaptive controller gives more margin not touching the peak AoA. Note that to simulate in discrete time domain, PILSs were conducted with 25 Hertz control command generated by embedded flight control computer and in the modeling of UCAV1303, the nonlinear model was obtained by the implementation of nonlinear aerodynamic data to linear model generated by Vortex Lattice Method (VLM) and system identification using exponential chirp signal was used to get a model which is assumed to be known in XPLANE meaning the model which will be assumed to be known in future flight tests. The designed control law was synthesized with LOS guidance and lateral control law to simulate 3 cases of application: auto takeoff, auto landing, mission to bomb and finally a scenario synthesizing all of them. The results of PILSs verifies sufficient stability and performance and the capability to fly at high AoA region which the vehicle can have the designed control architecture gives the aircraft high performance for auto takeoff and landing (ATOL) and mission with large margin of stability rarely touching the peak AoA.

미래의 무인전투기는 그 임무에 있어, 국방에서 중요한 역할을 감당하리라 기대된다. 오늘날 전장에서는 적은 피 탐지성을 위해RCS (Radar Cross Section)를 줄이기 위한 큰 뒤젖힘각과 효율적인 비행을 위한 BWB(Blended Wing Body) 형상이 요구되며 그에 따라 UCAV130과 같은 항공기기가 미래 무인투기의 전형적인 대표 형상으로 제시된다. 그러나 이런 비행체는 큰 뒤젖힘각 때문에 앞전 와류에 의한 비선형적 공력 특성을 갖게 되며 이중 pitch break은 비행체의 안정성에 심각한 문제를 일으킨다. 따라서 본 연구에서는 UCAV1303을 중심으로 이런 기체의 안정성 증대를 위한 제어기를 설계하고 안정성 및 성능을 검증, 설계된 제어기로 얻게 된 고받음각 비행 능력을 이용하여 자동이착륙 및 미션 수행에 있어서 더 좋은 성능을 갖게 됨을 XPLANE 환경에서 실제 비행체의 제어에 사용되는 embedded 비행 제어 컴퓨터를 이용하여 검증하였다. 피치 각 제어를 위하여 L1 적응 제어를 이용하였는데, baseline PD 제어기가 L1 적응 제어기에서 필요한 기준 모델을 유지하도록 설계되었으며 속도 및 고도 PID 제어기를 설계하였다. 이렇게 설계된 종방향 제어기는 MATLAB비선형 시뮬레이션을 통하여 고 받음각에서도 충분히 증대된 안정성 및 제어성능을 갖는 것이 확인되었다. 비행실험에 앞서 횡방향 제어 및 LOS 유도법칙과 함께 XPLANE 기반 PILS가 수행되었다. 이를 위해 먼저 exponential chirp sine sweep 신호를 이용한 시스템 식별을 통하여 모델을 수정하였고 고 받음각 수평비행 안정성 증대 시뮬레이션을 통하여 그 성능을 검증하였다. 이후 자동이착륙 및 폭격 임무 시나리오, 그리고 이들 모두를 통합하는 장주비행에 대한 PILS를 수행하여 제어기로 인하여 갖게 된 고받음각 비행 능력이 이들 임무에 있어서 그 성능을 상당히 높여줌을 확인할 수 있었다. 본 연구를 바탕으로 수행될 비행실험은 본 연구를 더욱 심도 있게 완성 시킬 수 있을 것이다.

서지기타정보

서지기타정보
청구기호 {MAE 13012
형태사항 xii, 99 p. : 삽도 ; 30 cm
언어 영어
일반주기 저자명의 한글표기 : 이상협
지도교수의 영문표기 : Hyun-Chul Shim
지도교수의 한글표기 : 심현철
Including Appendix : A, Overview of guidance logic - B, Flight test - C, Some graphs
학위논문 학위논문(석사) - 한국과학기술원 : 항공우주공학전공,
서지주기 References : p. 93-94
주제 Pitch Break Phenomenon
Stability Augmentation (SA) for UCAV1303
L1 Adaptive Control
Auto Takeoff and Landing (ATOL)
Processor-in-the-Loop Simulation (PILS)
Vortex Lattice Method (VLM)
System Identification
Modeling and Simulation
피치 브레이크 현상
UCAV1303 안정성 증대 (SA)
L1 적응 제어
자동 이착륙 (ATOL)
Processor-in-the-Loop Simulation (PILS)
와류 격자법 (VLM)
시스템 식별
모델링과 시뮬레이션
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