Aircraft capable of vertical take-off/landing (VTOL) have attracted considerable attention owing to their greater operability and high-speed horizontal flight capability for maximal mission range. A possible solution for such application is tail-sitters, which takes off vertically and transitions to horizontal flight. During its mission, a tail-sitter goes through largely varying dynamic characteristics from take-off to landing. In particular, the transition mode between vertical and horizontal flight is a critical part of its flight profile. In this study, I proposes a comprehensive multimodal flight control system for horizontal, vertical, and transition flight regimes. In conjunction with conventional multi-loop feedback, I uses $L_1$ adaptive control with quaternion feedback to supplement the linear controllers whose feedback gains are insufficiently tuned. Furthermore, a transition flight strategy to control the flight trajectory is proposed to improve the reliability and repeatability of these maneuvers. The key to a controlled maneuver is to maintain the vehicle’s desired path angle and flight velocity using a dynamic inversion technique. An adaptive system and a dynamic inversion technique can be used to reduce the gap between the simulation and the flight test. The proposed controller was first validated using simulation models and then through actual flight tests to successfully demonstrate its capability to control the vehicle over the entire operating range.
고정익 항공기의 회전익 항공기의 장점을 결합한 항공기에 대해서 많은 관심을 받으며 연구가 이루어 지고 있다. 연구 초기에는 유인 항공기에 대해서 많은 연구가 이루어 졌으나 조종사의 조종 어려움 등으로 인하여 실용화에는 실패하였다. 그러나 최근 무인화 기술의 발달로 인하여 무인 항공기 기술을 적용한 테일 시터 방식 항공기가 개발이 되고 있다. 본 연구에서는 테일 시터 방식 무인 항공기를 개발하기 위해 필요한 요소 기술들을 제안하며 이를 구현하여 최종적으로 무인 항공기 개발 결과를 제시한다. 본 논문은 크게 동역학 모델링, 다중 비행 모드 제어 시스템, 6 자유도 비선형 시뮬레이션, 비행 실험으로 구성되어 있다.
테일 시터 비행체의 동역학 모델은 MATLAB/SIMULINK 환경에서, 와류 격자 법을 기반으로 한 AVL 프로그램을 사용하여 구축한 공력 DB로 사용하여 작성하였다. 수직 비행과 천이 비행에서의 고 양각 영역을 표현하기 위하여 경험식, 에어포일 실험 결과를 조합하여 받음각 ±180° 영역을 커버하는 공력 DB를 구축하였다.
테일 시터 방식의 항공기의 다중 비행 모드를 모두 아우를 수 있으며 주어진 비행 성능을 주변의 불확실성이 존재하더라도 만족시키는 다중 비행 모드 제어 시스템을 설계하였다. 비행체의 피치 자세각은 오일러 좌표계에서 특이점이 발생하는 조건을 포함하고 있으므로 4원수 되먹임 방식을 기반으로 제어 시스템을 설계하였다.
현재의 상태 변수와 주어진 경로점을 바탕으로 현재의 비행 모드를 정의하고 관리하는 비행 모드 관리자(Flight Mode Manager)를 제시하였다. 정의된 비행 모드에 관하여 각각의 유도 법칙을 설계하고, 단일화된 자세 및 속도 제어기를 제시하였다. 수직 비행 모드는 현재의 위치 및 속도 오차를 4원수(Quaternion) 형태의 목표 자세로 계산한 후, 이를 자세 제어기로 추종한다. 수평 비행 모드는 기본적으로 고정익 비행체의 비행 제어기와 유사하며, 설계하는 과정도 근 궤적선도와 같은 고전 제어 이론을 사용하여 설계하였다.
천이 비행 제어기는 천이 비행에서의 신뢰성 및 안정성을 위하여 천이 비행 궤적 제어기를 제안하였다. 정확한 경로 추종을 위하여dynamic inversion 기법을 사용하여 결합되어 있는 비행 속도와 경로각을 분리하고, 이를 내부 제어기에서 추종하도록 하였다. 동역학 모델의 정확도에 따라 dynamic inversion 기법의 정확성이 결정되는 특성을 극복하기 위하여 내부 자세 제어기에 이를 보상할 수 있는 $L_1$ 적응 제어 기법을 추가적으로 설계하였다.
테일 시터 방식 비행체는 넓은 비행 영역에서 주어진 비행 성능을 만족시키는 것이 매우 중요하다. 수직 및 수평 비행에서는 트림 조건에서 제어기를 설계할 수 있지만, 천이 비행에서는 실제 비행에서 트림 조건을 유지하는 것은 불가능하다. 따라서 본 학위 논문에서는 수직 및 수평 비행에서 하나의 조건에서만 제어기를 설계하고, 비행 속도에 따라 이득-스케줄링으로 천이 비행에 적용하였다. 따라서 필연적으로 발생하는 성능 저하는 $L_1$ 적응 제어 기법의 적응성을 이용하여 보상하였다.
제안된 다중 비행 모드 제어 시스템은 6자유도 비선형 시뮬레이션을 통해 먼저 검증되었다. 수직 이륙부터 수직 착륙까지 테일 시터 방식 비행체의 운용 개념을 가상으로 시뮬레이션으로 검증하였다. 불확실성에 대한 강건성을 확인하기 위하여 주익의 한 쪽 조종면이 고장 난 상황을 가정하였다. 따라서 느린 비행 속도에서는 영향이 없다가 수평 및 천이 비행에서는 $L_1$ 적응 제어기의 매개변수 추정 식에 의해 이를 보상하는 제어 입력을 추가적으로 생성한다.
본 학위 연구를 통해 직접 설계 및 제작한 테일 시터 방식 무인 비행체를 사용하여 수직, 수평, 천이 비행에 대해 각각 제어 시스템을 검증하였다. 수직 비행에서는 안전줄 호버 실험을 통해 안정성을 점검하였으며, 천이 비행과 수평 비행은 실제 자유 비행을 통해 검증하였다. 최종적으로 검증된 제어 시스템을 통합하여 수직 이륙, 천이 비행, 수평 비행, 천이 비행, 호버 비행 순서로 비행 실험을 수행하였다.
본 학위 논문에서는 테일 시터 방식 비행체를 개발하기 위하여 넓은 비행 영역을 가지는 테일 시터 비행체의 동역학 모델링, 다중 비행 모드 제어기, 천이 비행 궤적 추종 기법, 비행체 개발 과정 등을 제시한다. 이를 통하여 비슷한 형태의 비행체 개발 및 다중 비행 모드를 가진 다른 비행체 개발에 본 연구의 결과를 활용이 가능하다.
