A control actuation system (CAS) for a missile is an important subsystem that controls the position of control surfaces. In the design stage of missiles, two major subjects related to the CAS should be considered: dynamic stiffness and servo control algorithm.
Recently, increasing numbers of an electromechanical actuator (EMA) application have required an accurate dynamic stiffness model to analyze the aeroservoelasticity of a flight vehicle. In this study, a modeling method of the dynamic stiffness of the EMA is presented. The validation of the dynamic stiffness model is verified through experiments and simulations. Additionally, in order to analyze the effect of nonlinear parameters of the EMA, pragmatic experimental approaches are explained and performed using a real EMA hardware and a hydraulic excitation system. The experimental data and simulation results showed that the dynamic stiffness of the EMA changed depending on the magnitude of external load, preload, free play, and static stiffness. These results suggest that it is necessary to consider the dynamic stiffness of the EMA when designing the CAS. Servo control algorithm is also an important subject in the design stage of the CAS. In the conventional servo control scheme, three commanded deflection angles of the autopilot are distributed to four commanded deflection angles of control surfaces. However, the EMA has several constraints, such as voltage, current, and angle limits. The conventional servo control method may result in significant performance degradation of flight vehicles under presence of the physical constraints. In the integrated servo control scheme, three controllers for roll, pitch, and yaw correspond to the three deflection angles of the autopilot directly. This paper proved that the integrated servo control algorithm exhibited better performances in several conditions by simulations and experiments.
유도탄 구동장치는 조종날개를 제어하는 부시스템으로 유도탄의 설계 단계에서 동강성과 서보 제어 알고리즘을 고려하여 설계하여야 한다. 최근 전기식 구동장치의 사용이 증가함에 따라 서보공탄성 해석을 위한 구동장치의 정확한 동강성 모델이 요구된다. 본 논문은 전기식 구동장치의 동강성 모델 방법을 제안하였으며, 실험과 시뮬레이션을 통해 모델 검증을 수행하였다. 또한 구동장치의 비선형 파라미터 영향을 분석하기 위해 구동장치와 유압 가진 시스템을 이용한 실험 방법을 설명하였으며, 실험 데이터와 시뮬레이션 결과로부터 외부 하중, 예압, 유격, 정강성의 크기에 따라 동강성이 변하는 것을 검증함으로써 구동장치 설계에서 동강성이 반영되어야 하는 것을 확인하였다. 서보 제어 알고리즘도 구동장치의 설계에서 고려해야 하는 중요한 항목으로 기존의 서보 제어 방법은 세 개의 오토파일럿 명령을 네 개의 조종날개 각도 명령으로 배분하여 제어하였으나, 전기식 구동장치가 전류/전압/각도 등의 물리적 제한 조건 하에서는 기존의 서보 제어 방법은 비행체의 성능저하를 초래하게 된다. 하지만 통합 서보 제어 방법은 오토파일럿 명령을 직접 제어함으로써 물리적 제한 조건이 있는 경우에도 우수한 오토파일럿 추종 성능을 가지는 것을 시뮬레이션과 실험을 통하여 검증하였다.
