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논문 기본 정보
- 자료유형
- 학위논문
- 저자정보
- 지도교수
- 박상혁
- 발행연도
- 2019
- 저작권
- 한국항공대학교 논문은 저작권에 의해 보호받습니다.
이용수29
이 논문의 연구 히스토리 (3)
2019
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고정익 항공기가 다양한 비행 영역에서 임무를 수행할 수 있도록 하는 다양한 제어 기법들이 있다. 주로, 비행 영역의 여러 평형 점에 대해 제어 이득을 설계하는 이득 계획법을 적용한다. 그러나 각 평형 점에 관하여 제어 성능을 결정하고 제어기를 설계하지만, 설계된 모든 제어 성능을 검증하기 어렵다는 점이 있다.
본 연구의 목적은 무인 항공기의 비행 영역에서 비행체 모델로부터 제어 성능을 결정하고, 제어 성능을 빠르게 나타낼 수 있도록 이득을 적응시키는 적응 제어 법칙을 설계하고자 한다.
본 연구에서 사용하는 모델 참조 적응 제어는 기준 모델과 시스템 모델 응답의 차이를 모델 오차로 정의하고, 모델 오차의 제곱 항으로 나타내는 손실 함수를 최소화하는 제어 기법이다. 적응 제어 기법은 롤 자세와 피치 자세 제어기의 PI 제어기 구조에 적용하였다. 비행체 종 방향 모델의 단주기 모드 고유 주파수로부터 피치 제어기의 기준 모델을, 횡 방향 모델의 롤 모드 고유주파수로부터 롤 제어기의 기준 모델을 설정함으로써 무인 항공기의 자세 제어 성능을 나타내고, 다양한 속도 영역에 대해서 적응하도록 한다. 적응 속도를 빠르게 하는 방법으로 수치 최적화 기법인 레벤버그-마쿼트 알고리즘을 변형하고 손실함수의 구간 적분 변화에 따라 감쇠 변수를 갱신하도록 하였으며, 안정성을 위해 감쇠 변수의 범위를 제한한다.
시험 비행체는 기체 중량 2.7kg, 비행 영역은 속도 12 ~ 22m/s, 비행제어 컴퓨터의 연산속도는 40Hz이다. 시험 비행체에 적용하여 속도를 14 ~ 20m/s로 바꾸며 시뮬레이션 및 비행시험을 진행하였다. 그리고 설계한 적응 제어 기법을 기존의 이득계획법을 이용한 응답, 정규화 MIT 규칙과 비교함으로써 손실함수를 최소화하는 이득으로의 수렴성을 확인하고, 상태를 정확히 측정 할 경우 안정적으로 수렴하는 것을 확인할 수 있다. 따라서 본 연구는 다양한 비행 영역에서 임무를 수행하는 고정익 비행체의 적절한 제어 법칙으로 제시될 수 있을 것이다.
본 연구의 목적은 무인 항공기의 비행 영역에서 비행체 모델로부터 제어 성능을 결정하고, 제어 성능을 빠르게 나타낼 수 있도록 이득을 적응시키는 적응 제어 법칙을 설계하고자 한다.
본 연구에서 사용하는 모델 참조 적응 제어는 기준 모델과 시스템 모델 응답의 차이를 모델 오차로 정의하고, 모델 오차의 제곱 항으로 나타내는 손실 함수를 최소화하는 제어 기법이다. 적응 제어 기법은 롤 자세와 피치 자세 제어기의 PI 제어기 구조에 적용하였다. 비행체 종 방향 모델의 단주기 모드 고유 주파수로부터 피치 제어기의 기준 모델을, 횡 방향 모델의 롤 모드 고유주파수로부터 롤 제어기의 기준 모델을 설정함으로써 무인 항공기의 자세 제어 성능을 나타내고, 다양한 속도 영역에 대해서 적응하도록 한다. 적응 속도를 빠르게 하는 방법으로 수치 최적화 기법인 레벤버그-마쿼트 알고리즘을 변형하고 손실함수의 구간 적분 변화에 따라 감쇠 변수를 갱신하도록 하였으며, 안정성을 위해 감쇠 변수의 범위를 제한한다.
시험 비행체는 기체 중량 2.7kg, 비행 영역은 속도 12 ~ 22m/s, 비행제어 컴퓨터의 연산속도는 40Hz이다. 시험 비행체에 적용하여 속도를 14 ~ 20m/s로 바꾸며 시뮬레이션 및 비행시험을 진행하였다. 그리고 설계한 적응 제어 기법을 기존의 이득계획법을 이용한 응답, 정규화 MIT 규칙과 비교함으로써 손실함수를 최소화하는 이득으로의 수렴성을 확인하고, 상태를 정확히 측정 할 경우 안정적으로 수렴하는 것을 확인할 수 있다. 따라서 본 연구는 다양한 비행 영역에서 임무를 수행하는 고정익 비행체의 적절한 제어 법칙으로 제시될 수 있을 것이다.
목차
요약 i목차 iii그림목록 vi표 목록 x기호목록 xii제 1장 서론 11.1 연구 배경 및 동기 11.2 연구 목적 21.3 논문의 개요 2제 2장 적응 제어 법칙 설계 32.1 모델-참조 적응 제어 기법 42.1.1 MIT 법칙 52.1.2 정규화 MIT 법칙 52.2 최적화 기법, 레벤버그-마쿼트 알고리즘 72.2.1 급경사 하강법 72.2.2 뉴턴 방법 82.2.3 가우스-뉴턴 방법 92.2.4 감쇠된 가우스-뉴턴 방법 102.2.5 레벤버그-마쿼트 알고리즘 102.2.6 수정된 레벤버그-마쿼트 알고리즘 122.2.7 협곡 모양 함수에 대한 최적화 알고리즘 비교 142.3 적응 제어 법칙의 최적화 알고리즘 적용 182.4 PI 제어기로의 적용 212.5 적응 법칙의 이산 시간 모델로 변환 222.6 결론 24제 3장 고정익 무인항공기로의 적용 253.1 비행 제어 시스템 개요 253.2 적응 제어 법칙의 기준 모델 선정 313.2.1 기준 모델의 구조 313.2.2 기준 모델 매개 변수의 선정 313.2.3 롤 각 적응 법칙의 기준 모델 선정 323.2.4 피치 각 적응 법칙의 기준 모델 선정 333.3 감쇠 계수의 초기 값과 범위 343.4 계측 소음 모델링 363.4.1 비행실험을 통한 계측 소음 측정 363.4.2 계측 소음 모델링 383.5 결론 43제 4장 시뮬레이션과 비행실험 444.1 시뮬레이션 444.1.1 계측 소음에 따른 롤 각 MRAC-LM 비교 444.1.2 롤 각 적응 제어 법칙에 따른 응답 474.1.3 계측 소음에 따른 피치 각 MRAC-LM 비교 494.1.4 피치 각 적응 제어 법칙에 따른 응답 514.1.5 시뮬레이션의 결론 534.2 비행 실험 554.2.1 롤 각 적응 제어 법칙 비교 554.2.2 피치 각 적응 제어 법칙 비교 584.2.3 비행 실험의 결론 61제 5장 결론 및 향후 연구 방향 62부록 63외삽법을 통한 프로펠러 모델 추정 63롤 각 추정을 위한 상보필터 68참고 문헌 70SUMMARY 72
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