KR101249466B1 - Attitude control method of flight vehicle using impulse-type side thruster - Google Patents
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Abstract
Description
본 발명은 비행체 자세제어방법에 관한 것으로, 구체적으로는 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어 방법에 관한 것이다.The present invention relates to a vehicle attitude control method, and more particularly, to a vehicle attitude control method using an impulse side force.
비행체 자세제어는 일반적으로 공기 역학적 원리를 이용한 구동 날개를 제어 수단으로 이용한다. 그러나 공압이 낮은 영역, 예를 들면 비행체 속력 또는 공기밀도가 낮은 영역에서는 이러한 제어 수단의 효과가 미미하게 되며 이때는 보조 제어 수단을 사용하여 비행체 자세제어를 수행할 수 있다.Air vehicle attitude control generally uses a drive wing using aerodynamic principles as a control means. However, the effect of such control means is insignificant in an area of low pneumatic pressure, for example, an area of low vehicle speed or air density, and in this case, the attitude control of the vehicle can be performed using the auxiliary control means.
비행체 자세제어방법에 이용되는 보조 제어수단으로는 제트 베인, 제트 탭, 연속형 추력기 및 임펄스형 측추력기 등이 사용될 수 있다.As the auxiliary control means used in the vehicle attitude control method, jet vanes, jet taps, continuous thrusters and impulse side thrusters may be used.
이들 중 적용빈도가 적은 임펄스형 측추력기를 비행체 자세제어의 보조 제어 수단으로 사용하는 데는 다음과 같은 어려운 점이 있다. 첫째 임펄스형 측추력기는 연소시간 동안만 힘이 유발되는 불연속적 특성을 가지고 있어 이를 고려한 비행체 자세제어방법의 정립이 요구된다는 점, 둘째 비행체에 탑재되는 추력기의 개수는 제한적이어서 비행체 자세제어를 위해 측추력기의 효율적인 사용방법이 요구된다는 점, 셋째 일단 점화되어 연소된 측추력기는 재 사용이 불가하므로 연소된 측추력기에 대해 재 점화명령이 인가되지 않도록 하는 제어방법이 요구된다는 점이다.Among these, there are difficulties in using impulse side thrusters having a low application frequency as an auxiliary control means for vehicle attitude control. First, the impulse side thruster has a discontinuous characteristic that force is induced only during combustion time. Therefore, it is required to establish the attitude control method considering this. Second, the number of thrusters mounted on the aircraft is limited, so that Third, the efficient use of the thruster is required. Third, the side thruster that has been burned once ignited cannot be reused, so a control method is required to prevent the reignition command from being applied to the burnt side thruster.
본 발명의 목적은 측추력기의 불연속적 특성임을 고려하여 제어기에 되먹임되는 센서 측정치에 적절한 제한치와 필터링을 수행하고, 빠른 자세제어를 실현하기 위해 측추력 제어명령 산출시점을 측추력기 연소시간을 고려하여 결정하며, 효율적인 측추력기의 사용을 위해 기동평면을 정의하고, 측추력기를 효율적으로 선택할 수 있는 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법을 제공하는 것이다.The object of the present invention is to consider the discontinuous characteristics of the side thruster, to perform appropriate limits and filtering on the sensor measurements fed back to the controller, and to calculate the lateral thrust force control command in consideration of the side thruster combustion time in order to realize fast posture control. It is to provide a flight attitude control method using an impulse side thruster that can determine, define the maneuvering plane for efficient use of the side thrusters, and efficiently select the side thrusters.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 측면은 비행체의 동체에 환형으로 복수개로 배치된 임펄스형 측추력기를 이용하여 비행체 자세를 목표자세로 제어하기 위한 방법에 관한 것으로, 본 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법은, 비행체에 장착된 레이트 자이로 센서에서 제공되는 비행체의 수평 및 수직의 두 축 각속도 신호로부터 잡음을 제거하여 제1 각속도신호를 생성하는 센서신호처리단계; 선행 측추력기의 연소 직후를 새로운 자세제어 명령시점으로 결정하고는 비행체 동체와 목표자세를 포함하는 평면을 기동평면으로 결정하며, 상기 센서신호처리단계에 의해 생성된 제1 각속도 신호를 이용하여 상기 기동평면 상에서 비행체가 상기 목표자세에 도달하도록 요구추력 및 요구추력위상을 계산하는 측추력 제어명령계산단계; 및 상기 계산된 요구추력 및 요구추력위상을 이용하여 상기 임펄스형 측추력기들이 선택적으로 점화되도록 제어하는 측추력기를 선택하는 점화명령생성단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.One aspect of the present invention for achieving the above object relates to a method for controlling the vehicle attitude to a target posture using an impulse side thruster disposed in a plurality of annular in the fuselage of the aircraft, using the impulse side thruster The vehicle attitude control method includes: a sensor signal processing step of generating a first angular velocity signal by removing noise from horizontal and vertical two-axis angular velocity signals of a vehicle provided by a rate gyro sensor mounted to the vehicle; Determine immediately after combustion of the preceding side thruster as a new attitude control command time, and determine the plane including the vehicle body and the target posture as the maneuvering plane, and the maneuver using the first angular velocity signal generated by the sensor signal processing step. Calculating a side thrust control command for calculating a required thrust and a required thrust phase such that an aircraft reaches the target position on a plane; And an ignition command generation step of selecting a side thruster for controlling the impulse side thrusters to be selectively ignited using the calculated demand thrust and demand thrust phase.
상기 센서신호처리단계에서 상기 제1 각속도 신호는 상기 레이트 자이로 센서로부터 제공되는 각속도 신호를 사전에 정해진 임계 각속도에 의해 크기를 제한하고 사전에 정해진 대역폭을 가진 저대역필터를 통과시키는 것에 의해 생성될 수 있다.In the sensor signal processing step, the first angular velocity signal may be generated by limiting the angular velocity signal provided from the rate gyro sensor by a predetermined threshold angular velocity and passing a low band pass filter having a predetermined bandwidth. have.
상기 측추력 제어명령계산단계는 상기 임펄스형 측추력기의 연소가 완료된 이후 수행될 수 있다.The step force control command calculation step may be performed after the combustion of the impulse type side thruster is completed.
상기 목표자세에 대응하는 요구추력 및 요구추력위상을 계산하는 것은, 상기 센서신호 처리단계에 의해 생성된 제1각속도 신호를 상기 기동평면에 대하여 좌표변환하고 이 좌표변환된 제2 각속도 신호를 이용하는 것에 의해 수행될 수 있다.
상기 제1 각속도 신호는 상기 레이트 자이로 센서로부터 제공되는 각속도 신호를 사전에 정해진 임계 각속도에 의해 크기를 제한하고 사전에 정해진 대역폭을 가진 저대역필터를 통과시키는 것에 의해 계산되고, 상기 레이트 자이로 센서로부터 제공되는 각속도 신호(W0)는 벡터 형태의 제1식으로 표현되고, 상기 임계 각속도가 Wmax로 표현된 경우 상기 임계 각속도에 의해 제한되어 생성된 각속도 신호(Wm)는 제2식으로 표현되며, 상기 저대역필터를 통과한 상기 제1 각속도 신호(W1)가 벡터 형태의 제3식으로 표현된 경우 상기 제1 각속도 신호(W1)가 상기 기동평면에 대하여 좌표변환된 상기 제2 각속도 신호(W2)는 벡터 형태의 제4식으로 표현될 수 있다.
제1식: W0 = (W0y,W0z), W0y=W0의 수평축의 각속도, W0z = W0의 수직축의 각속도
제2식: Wm = W0 * (Wmax / Wyz), for Wyz ≥ Wmax
Wm = W0 , for Wyz < Wmax,
(여기서, Wyz = (W0y*W0y + W0z*W0z) 0.5)
제3식: W1 = (W1y, W1z), W1y = W1의 수평축의 각속도, W1z = W1의 수직축의 각속도Calculating the required thrust force and the required thrust phase corresponding to the target posture may include converting the first angular velocity signal generated by the sensor signal processing step with respect to the maneuver plane and using the coordinate transformed second angular velocity signal. Can be performed by
The first angular velocity signal is calculated by limiting the angular velocity signal provided from the rate gyro sensor by a predetermined threshold angular velocity and passing through a low band filter having a predetermined bandwidth, and provided from the rate gyro sensor. The angular velocity signal W 0 is represented by a first equation in a vector form, and when the critical angular velocity is represented by W max , the angular velocity signal W m generated by being limited by the critical angular velocity is represented by a second equation. and the second angular velocity when the first angular velocity signal (W 1) that has passed through the low-pass filter represented by the third expression of the vector type is the first angular velocity signal (W 1) a coordinate transformation with respect to the plane The signal W 2 may be represented by a fourth equation in the form of a vector.
Equation 1: W 0 = (W 0y , W 0z ), W 0y = angular velocity on the horizontal axis of W 0 , W 0z = angular velocity on the vertical axis of W 0
Equation 2: W m = W 0 * (W max / W yz ), for W yz ≥ W max
W m = W 0 , for W yz <W max ,
Where W yz = (W 0y * W 0y + W 0z * W 0z ) 0.5
Equation 3: W 1 = (W 1y , W 1z ), W 1y = angular velocity of the horizontal axis of W 1 , W 1z = angular velocity of the vertical axis of W 1
제4식: W2 = (W2y, W2z), W2y = W2의 수평축의 각속도, W2z = W2의 수직축의 각속도Equation 4: W 2 = (W 2y , W 2z ), W 2y = angular velocity on the horizontal axis of W 2 , W 2z = angular velocity on the vertical axis of W 2
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상기 동체를 기준으로 축 방향을 x축으로 수평방향을 y축으로 하는 기준평면이 설정된 경우 상기 설정된 기준평면의 x축 단위벡터 XB와 상기 목표자세의 단위벡터 XF가 이루는 각이 θT로 표현되고, 상기 기준평면과 상기 기동평면이 이루는 각이 ΦT로 표현되며, 상기 제1 각속도 신호(W1)를 상기 기동평면에 투영하는 경우 상기 제2 각속도 신호(W2)는 제5식으로 표현되고, Kθ(t)가 상기 θT에 대응하여 설계된 제어기함수이고 Kw(t)가 상기 W2z 및 상기 W2y에 대응하여 설계된 제어기함수인 경우 상기 기동평면 상의 제1 요구추력(Fy)과 상기 기동평면에 대한 수직평면 상의 제2 요구추력(Fz) 각각은 제6식과 제7식으로 표현되고, 상기 목표자세에 대응하는 요구추력 F∑은 상기 제1 요구추력(Fy)과 상기 제2 요구추력(Fz)의 합인 제8식으로 표현되며, 상기 목표자세에 대응하는 요구추력위상(ΦF)은 상기 제6식 및 상기 제7식을 이용하여 제9식으로 표현될 수 있다.
제5식: W2y = W1y*cosΦT + W1z*sinΦT
W2z =-W1y*sinΦT + W1z*cosΦT
제6식: Fy = Kw(t)*W2z + Kθ(t)*θT
제7식: Fz = Kw(t)*W2y
제8식: F∑ = (Fy*Fy + Fz*Fz)0.5
제9식: ΦF = tan-1(Fy/Fz) + ΦT When the reference plane is set with the x-axis and the horizontal direction as the y-axis with respect to the body, the angle formed between the x-axis unit vector X B of the set reference plane and the unit vector X F of the target posture is θ T. And the angle formed by the reference plane and the maneuvering plane is represented by Φ T , and when the first angular velocity signal W 1 is projected on the maneuvering plane, the second angular velocity signal W 2 is expressed by a fifth equation. Where k θ (t) is a controller function designed for the θ T and K w (t) is a controller function designed for the W 2z and W 2y , F y ) and the second demand thrust force F z on the vertical plane with respect to the maneuver plane, respectively, are represented by the sixth and seventh equations, and the required thrust force F ∑ corresponding to the target posture is the first demand thrust force F. y ) and the second demand thrust force (F z ) is expressed as Equation 8 The required thrust phase Φ F corresponding to the target posture may be expressed by the ninth equation using the sixth equation and the seventh equation.
Equation 5: W 2y = W 1y * cosΦ T + W 1z * sinΦ T
W 2z = -W 1y * sinΦ T + W 1z * cosΦ T
Equation 6: F y = K w (t) * W 2z + K θ (t) * θ T
Equation 7: F z = K w (t) * W 2y
Equation 8: F ∑ = (F y * F y + F z * F z ) 0.5
Formula 9: Φ F = tan -1 (F y / F z ) + Φ T
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상기 측추력기 점화명령생성단계는, 상기 측추력 제어명령계산단계에 의해 계산된 요구추력 및 요구추력위상을 사전에 정해진 추력기선택논리에 적용하는 것에 의해 상기 임펄스형 측추력기들이 선택적으로 점화되도록 제어할 수 있다.The side thruster ignition command generation step may control the impulse type side thrusters to be selectively ignited by applying the required thrust force and the required thrust phase calculated by the side thrust control command calculation step to a predetermined thruster selection logic. Can be.
상기 추력기선택논리는, 상기 측추력기들 중 상기 요구추력의 방향과의 위상차이가 가장 작은 측추력기를 기준 측추력기로 검색하고, 상기 측추력기들로부터 상기 기준 측추력기를 기준으로 사전에 정해진 범위 내의 측추력기를 탐색하며, 상기 탐색된 측추력기들 중 이미 연소된 측추력기를 제외한 가용 측추력기를 재 탐색하고, 상기 재 탐색된 가용 측추력기들에 대한 상기 요구추력위상 방향으로의 추력의 합과 상기 요구추력의 크기와의 차이가 최소치가 되도록 상기 가용 측추력기들을 조합하며, 상기 가용 측추력기들의 조합들로부터 추력의 합 및 위상과 상기 요구추력 및 상기 요구추력위상과의 각각의 차이가 최소치에 도달하는 가용 측추력기들의 조합을 선정하고, 상기 선정된 조합에 속하는 가용 측추력기들에 점화명령을 전송하며, 상기 점화명령이 전송된 가용 측추력기들은 비가용으로 설정할 수 있다.The thruster selection logic searches a side thruster having the smallest phase difference with the direction of the required thrust among the side thrusters with a reference side thruster, and is within a predetermined range based on the reference side thruster from the side thrusters. Search for a side thruster, re-search for available side thrusters other than the already burned side thrusters among the searched side thrusters, and add the thrust in the required thrust phase direction for the re-discovered available side thrusters and the The available side thrusters are combined so that the difference between the magnitude of the required thrust is minimum, and the sum and phase of the thrust from the combination of the available side thrusters and the respective difference between the required thrust and the required thrust phase reach a minimum value. Selecting a combination of available side thrusters, and transmitting an ignition command to the available side thrusters belonging to the selected combination; Available side thrusters for which an ignition command has been sent can be made unavailable.
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이와 같이 본 발명은 센서로부터 제공되는 각속도 신호에 포함된 잡음을 최소화함으로써 점화가 실현되면 연소를 중지할 수 없는 임펄스형 측추력기를 이용한 제어기 설계의 부담을 덜어줄 수 있다.As such, the present invention can reduce the burden of the controller design using an impulse side thruster that can not stop combustion when ignition is realized by minimizing noise included in the angular velocity signal provided from the sensor.
또한, 본 발명은 종래와 같은 주기적 방식이 아닌 비 주기적 방식을 사용하여 성능을 개선함으로써 종래 시간지연 현상으로 인해 나타나던 성능저하 문제를 최소화할 수 있다.In addition, the present invention can minimize the performance degradation problem caused by the conventional time delay phenomenon by improving the performance by using a non-periodic method rather than the conventional periodic method.
또한, 본 발명은 좌표변환된 제2 각속도신호와 기동평면을 이용하여 목표자세에 대한 요구추력 및 요구추력위상을 산출함으로써 종래에 비해 제어에 필요한 소모 에너지를 줄일 수 있다.In addition, the present invention can calculate the required thrust and the required thrust phase for the target posture using the coordinate-converted second angular velocity signal and the maneuver plane, thereby reducing the energy consumption required for the control.
또한, 본 발명은 요구추력 및 요구추력위상을 이용하고 비가용 측추력기 정보를 관리함으로써 최적의 측추력기가 점화되도록 선택할 수 있어 제어의 효율성을 향상시킬 수 있다.In addition, the present invention can be selected to ignite the optimal side thruster by using the required thrust and the required thrust phase and by managing the information of the unavailable side thruster can improve the efficiency of the control.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법을 설명하기 위한 블록도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법에 이용되는 제어명령 산출시점을 설명하기 위한 개념도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 임펄스형 측추력기의 배치를 설명하기 위한 개념도이다.
도 4는 종래 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법에서 제어를 위해 소모되는 에너지에 대해 설명하기 위한 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법의 기동평면을 설명하기 위한 도면이다.
도 6은 본 실시예에 따른 임펄스 측추력기의 위상 및 점화여부를 나타내는 테이블이다.
도 7은 본 실시예에 따른 기준 측추력기와 이를 기준으로 한 탐색범위를 도시한 도면이다.1 is a block diagram illustrating a method for controlling a vehicle attitude using an impulse lateral thruster according to an embodiment of the present invention.
2 is a conceptual diagram for explaining a control command calculation time used in the attitude control method of the vehicle using the impulse side thruster according to an embodiment of the present invention.
3 is a conceptual diagram illustrating an arrangement of an impulse side thruster according to an embodiment of the present invention.
4 is a view for explaining the energy consumed for the control in the aircraft attitude control method using a conventional impulse side thruster.
5 is a view for explaining the maneuvering plane of the vehicle attitude control method using an impulse side thruster according to an embodiment of the present invention.
6 is a table showing the phase and ignition of the impulse side thruster according to the present embodiment.
7 illustrates a reference side thruster and a search range based on the reference side thruster according to the present embodiment.
이하 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명의 일 실시예에 따른 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법에 대해 설명한다. 본 발명의 일 실시예에 따른 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법은 비행체에 설치된 센서로부터 비행체의 각속도 정보를 제공받아 요구추력과 요구추력위상을 생성하고, 생성된 요구추력과 요구추력위상을 이용하여 임펄스형 측추력기들이 선택적으로 점화되도록 신호를 생성한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법을 설명하기 위한 블록도이다. 도 1에 도시된 바와 같이, 본 실시예에 따른 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법(1)은 센서신호처리단계(S100), 측추력 제어명령계산단계(S200) 및 측추력기 점화명령생성단계(S300)로 이루어질 수 있다.
센서신호처리단계(S100)는, 비행체에 장착된 레이트 자이로 센서에서 제공된 비행체의 각속도 신호로부터 잡음을 제거하여 제1 각속도 신호를 생성한다. 센서신호처리단계(S100)는 레이트 자이로 센서로부터 제공되는 각속도 신호를 사전에 정해진 임계 각속도에 의해 크기를 제한하고 사전에 정해진 대역폭을 가진 저대역필터를 통과시키는 것에 의해 생성된다.
센서신호처리단계(S100)의 센서로부터 입력된 각속도 신호로부터 잡음을 제거하기 위해 신호제한(S110) 및 신호필터링(S120)의 기능을 수행한다.
신호제한(S110)의 기능은 임펄스형 추력기가 연소되는 동안 스파이크성 잡음 등을 제거하기 위해 임계 각속도에 의해 크기를 제한하는 방법을 이용한다. 신호제한(S110)의 기능에서, 비행체에 장착된 레이트 자이로 센서로부터 제공되는 수평축 및 수직축 각각의 각속도 W0y, W0z가 벡터형태 W0로 수학식 1과 같이 표현되고 임계 각속도가 Wmax로 표현된 경우 임계 각속도에 의해 제한되어 생성된 각속도 신호 Wm는 수학식 2로 표현될 수 있다.
[수학식 1]
W0 = (W0y, W0z), W0y = W0의 수평축의 각속도, W0z = W0의 수직축의 각속도
[수학식 2]
Wm = W0 * (Wmax / Wyz), for Wyz ≥ Wmax
Wm = W0 , for Wyz < Wmax
(여기서, Wyz =(W0y*W0y + W0z*W0z)0.5)
신호필터링(S120)의 기능은, 신호제한(S110)의 기능에서 제한된 각속도 신호 Wm로부터 센서의 계측신호에 포함된 잡음 등을 제거하기 위해, Wm을 사전에 정해진 대역폭 a를 갖는 저대역필터를 통과시킨다. 저대역필터의 대역폭 a는 일반적으로 제조에 이용되는 부품 및 전체적인 설계사양을 고려하여 사전에 정해질 수 있다. 저대역필터를 통과한 제1 각속도 신호 W1는 수학식 3으로 표현될 수 있다. W1의 수평축 및 수직축 각각의 각속도는 W1y, W1z의 벡터로 표현될 수 있다.
[수학식 3]
W1(k+1) = a*Wm(k) + (1-a)*W1(k)
이와 같이 본 실시예에 따른 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법(1)은 센서로부터 제공되는 각속도 신호에 포함된 잡음을 최소화함으로써 점화가 실현되면 연소를 중지할 수 없는 임펄스형 측추력기를 이용한 제어기 설계의 부담을 덜어줄 수 있다.
본 실시예에 따른 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법(1)은 도 2에 도시된 바와 같이 임펄스형 측추력기가 연소되는 동안(T) 후술하는 측추력 제어명령계산단계(S200)를 수행하지 않고 연소가 완료된 이후부터 측추력 제어명령계산단계(S200)를 수행함으로써 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법(1)에 의한 제어를 활성화시킨다.
이와 같이 본 실시예에 따른 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법(1)은 종래와 같은 주기적 방식이 아닌 비 주기적 방식을 사용하여 성능을 개선함으로써 종래 시간지연 현상으로 인해 나타나던 성능저하 문제를 최소화할 수 있다.
이하 도 3 내지 도 5를 참조하여 본 발명의 일 실시예에 따른 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법의 측추력 제어명령계산단계에 대해 설명한다.
측추력 제어명령계산단계(S200)는 비행체의 동체 축 단위벡터와 목표자세의 단위벡터에 의해 기동평면을 결정하고, 센서신호처리단계(S100)에 의해 생성된 제1 각속도 신호를 이용하여 기동평면 상에서 목표자세에 대응하는 요구추력 및 요구추력위상을 계산한다.
측추력 제어명령계산단계(S200)에 대해 설명하기 전에 먼저 본 실시예에 따른 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법(1)에 적용되는 임펄스형 측추력기에 대해 도 3을 참조하여 간략히 설명한다.
도 3는 본 발명의 일 실시예에 따른 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법에 이용되는 임펄스형 측추력기의 배치를 설명하기 위한 개념도이다. 도 3에 도시된 바와 같이, 임펄스형 측추력기(20)는 비행체의 동체(10)에 환형으로 복수 개 배치된다.
도 4는 종래 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법에서 제어를 위해 소모되는 에너지에 대해 설명하기 위한 도면이다. 도 4를 참고하면, 종래 비행체의 자세방법은 일반적으로 독립적인 y 및 z의 두 축으로 제어기를 설계하며, 이 경우 각 축으로 요구되는 에너지를 각각 Fy, Fz라고 할 때 전체 소모해야 하는 에너지는 Fy+Fz이지만, 도 3와 같이 임펄스형 측추력기(20)가 환형으로 배치된 경우 소모해야 하는 에너지는 F∑가 되어 제어 에너지의 소모가 크게 된다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법의 기동평면을 설명하기 위한 도면이다. 위에서 설명한 종래의 방식과 비교하여 본 실시예에 따른 측추력 제어명령계산단계(S200)는 도 5에 도시된 바와 같이 비행체의 동체 축 단위벡터(XB)와 요구되는 목표자세의 단위벡터(XF)에 의해 기동평면을 결정하고, 센서신호처리단계(S100)에 의해 생성된 저대역필터 통과 신호 W1를 이용하여 기동평면 상에서 비행체가 목표자세에 도달하기 위한 요구추력 및 요구추력위상을 계산한다.
측추력 제어명령계산단계(S200)는 센서신호처리단계(S100)에 의해 생성된 제1각속도 신호를 기동평면에 대하여 좌표변환하고 이 좌표변환된 제2 각속도 신호를 이용하는 것에 의해 기동평면 상에서 목표자세에 대응하는 요구추력 및 요구추력위상을 계산할 수 있다. 좌표변환된 제2 각속도 신호 W2의 벡터 표현식은 수학식 4와 같이 표현될 수 있다.
[수학식 4]
W2 = (W2y, W2z), W2y = W2의 수평축의 각속도, W2z = W2의 수직축의 각속도
도 5에 도시된 기동평면은 동체(10)를 기준으로 축방향을 x축으로 수평방향을 y축으로 하여 설정된 기준평면에 대해 목표자세의 단위벡터(XF)를 포함하는 평면으로 정의될 수 있다. 또한 기준평면의 x축 단위벡터 XB와 상기 목표자세의 단위벡터 XF가 이루는 각이 θT로 표현되고, 기준평면과 기동평면이 이루는 각이 ΦT로 표현될 수 있다.
이하 도 5를 참조하여 측추력 제어명령계산단계(S200)에 대해 구체적으로 설명한다. 기동평면 상의 제1 요구추력 Fy와 기동평면에 대한 수직평면 상의 제2 요구추력 Fz 각각은 수학식 5와 수학식 6으로 표현되고, 목표자세에 대응하는 요구추력 F∑은 이들의 합으로 수학식 7로 표현될 수 있다. 여기서 Kθ(t)는 θT에 대응하여 설계된 제어기함수이고, Kw(t)는 W2z 및 W2y 에 대응하여 설계된 제어기 이득 함수이다.
[수학식 5]
Fy = Kw(t)*W2z + Kθ(t)*θT
[수학식 6]
Fz = Kw(t)*W2y
[수학식 7]
F∑ = (Fy*Fy + Fz*Fz)0.5
또한, 상기 요구추력위상 ΦF는 수학식 8로 표현될 수 있다.
[수학식 8]
ΦF = tan-1(Fy/Fz) + ΦT
이와 같이, 본 실시예에 따른 측추력 제어명령계산단계(S200)는 좌표변환된 제2 각속도신호와 기동평면을 이용하여 목표자세에 도달하기 위한 요구추력 F∑ 및 요구추력위상 ΦF을 산출함으로써 종래에 비해 제어에 필요한 소모 에너지를 줄일 수 있다.
위에서 언급한 x축 단위벡터 XB와 상기 목표자세의 단위벡터 XF가 이루는 각이 θT는 수학식 9와 같이 표현될 수 있다.
[수학식 9]
θT = cos-1(XB · XF),· : 벡터 내적
추가로, 좌표변환된 제2 각속도 신호 W2의 W2y 및 W2z는 수학식 10 및 수학식 11과 같이 표현될 수 있다.
[수학식 10]
W2y = W1y*cosΦT + W1z*sinΦT
[수학식 11]
W2z =-W1y*sinΦT + W1z*cosΦT
본 실시예에 따른 측추력기 점화명령생성단계(S300)는 측추력 제어명령계산단계(S200)에 의해 계산된 요구추력 F∑ 및 요구추력위상 ΦF 을 이용하여 임펄스형 측추력기들(20)이 선택적으로 점화되도록 제어한다.
점화명령생성단계(S300)는, 측추력 제어명령계산단계(S200)에 의해 계산된 요구추력 및 요구추력위상을 사전에 정해진 추력기 선택논리에 적용하는 것에 의해 임펄스형 측추력기들(20)이 선택적으로 점화되도록 제어한다.
도 6은 본 실시예에 따른 임펄스 측추력기의 위상 및 점화여부를 나타내는 테이블이고, 도 7은 본 실시예에 따른 기준 측추력기와 이를 기준으로 한 탐색범위를 도시한 도면이다.
도 6 및 도 7을 참조하여 추력기 선택논리에 대해서는 도 1에 도시된 S310단계 내지 S360단계를 참조하여 구체적으로 설명한다.
각 측추력기 위상은 도 3의 제작결과에 따라 위상 순으로 번호를 부여하고 도 6의 예시처럼 일렬로 정렬하여 1차원 데이터 테이블에 사전에 저장될 수 있다.
먼저, 추력기 선택논리는 측추력기들(20)에 해당하는 1차원 데이터 테이블 중 요구추력방향과 위상과의 차이가 가장 작은 추력기를 검색하고, 이를 기준 측추력기(J0)로 설정한다(S310).
다음 추력기 선택논리는 측추력기들(20) 중 위에서 검색된 기준 측추력기(J0)를 기준으로 사전에 정해진 범위 내의 측추력기를 탐색한다(S320). 즉 기준 측추력기(J0) 번호를 기준으로 도 7의 예시처럼 적절한 탐색 범위 -m부터 +m까지를 설정하여 2m+1개의 측추력기 J-m 부터 J+m까지를 점화대상 후보로 탐색할 수 있다. 이와 같은 기능은 측추력기가 환형으로 배치되어 있어 요구추력위상으로부터 멀리 배치된 측추력기는 효율이 감소하기 때문에 필요하다.
다음 추력기 선택논리는 탐색된 측추력기들(J-m ~ J+m) 중 이미 연소된 측추력기를 제외한 가용 측추력기를 재 탐색한다(S330). 이것은 측추력기가 일단 점화된 경우 재사용이 불가하므로 탐색 범위 내에서 이미 연소된 측추력기를 배제하기 위함으로, 점화대상 후보군 중에서 가용 측추력기만 재 탐색하여 요구 추력위상으로부터 위상차이가 작은 순서부터 큰 순서로 버퍼에 저장할 수 있다.
다음 추력기 선택논리는 재 탐색된 가용 측추력기들에 대한 요구추력위상 방향 ΦF로의 요구추력의 합 F∑이 요구추력과의 차이를 최소로 하도록 가용 측추력기들을 조합한다(S340). 위의 요구추력위상 방향으로의 추력의 합은 기준 측추력기(J0)를 기준으로 하여 계산될 수 있으며, 가용 측추력기들의 조합시 효율을 위해 요구추력위상 방향 근방의 측추력기를 우선 선택할 수 있다.
다음, 추력선택논리는 S340단계에 의해 조합된 가용 측추력기들의 조합들 중 추력의 합 및 위상이 상기 요구추력 및 상기 요구추력위상에 각각 근접하는 가용 측추력기들의 조합을 선정한다(S350). 즉 조합된 가용 측추력기들의 조합들 중 추력의 합 및 위상과, 상기 요구추력 및 상기 요구추력위상과의 차이가 최소가 되는 가용 측추력기들의 조합을 선정한다(S350). 차이가 최소가 되는 것을 찾기 위해 상기 위상순서로 버퍼에 저장된 측추력기들을 요구추력위상 방향으로의 힘으로 투영하여 버퍼를 증가시키면서 누적합을 구하고, 누적합이 요구추력과의 차이가 가장 작을 때까지 지속적으로 버퍼를 증가시키면서 누적합을 계산한다.
그리고, 추력기 선택논리는 S350단계에 의해 선정된 조합에 속하는 가용 측추력기들에 점화명령을 전송하며, 점화명령이 전송된 가용 측추력기들은 비가용으로 설정한다(S360). 이에 의해 다음 측추력기 선택시 S330단계에 의해 재 선택되지 않을 수 있다.
본 실시예에 따른 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법(1)은 요구추력 및 요구추력위상을 이용하고 비가용 측추력기 정보를 관리함으로써 최적의 측추력기가 점화되도록 선택할 수 있어 제어의 효율성을 향상시킬 수 있다.
이와 같이 본 실시예에 따른 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법(1)은 최소 에너지를 이용하는 제어방법과 최적의 측추력기를 선택하는 방법을 개발함으로써 최소한의 측추력기를 사용할 수 있어 저비용의 비행제어를 구현할 수 있다.Hereinafter, a vehicle attitude control method using an impulse side thruster according to an embodiment of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings. According to an embodiment of the present invention, a method for controlling a vehicle attitude using an impulse lateral thruster is provided with angular velocity information of a vehicle from a sensor installed in a vehicle to generate a required thrust and a required thrust phase, and generate the required thrust and a required thrust phase. To generate a signal to selectively ignite the impulse side thrusters.
1 is a block diagram illustrating a method for controlling a vehicle attitude using an impulse lateral thruster according to an embodiment of the present invention. As shown in Figure 1, the vehicle attitude control method (1) using the impulse-type side thruster according to the present embodiment is a sensor signal processing step (S100), side force control command calculation step (S200) and side thruster ignition command generation Step S300 may be performed.
The sensor signal processing step (S100) generates a first angular velocity signal by removing noise from an angular velocity signal of a vehicle provided by a rate gyro sensor mounted on the vehicle. The sensor signal processing step S100 is generated by limiting the magnitude of the angular velocity signal provided from the rate gyro sensor by a predetermined threshold angular velocity and passing a low band filter having a predetermined bandwidth.
In order to remove noise from the angular velocity signal input from the sensor of the sensor signal processing step S100, the signal limiting function S110 and the signal filtering S120 are performed.
The function of the signal limiter S110 uses a method of limiting the size by the critical angular velocity in order to remove spike noise or the like while the impulse thruster is burned. In the function of the signal limiting (S110), the angular velocities W 0y and W 0z of the horizontal and vertical axes provided from the rate gyro sensor mounted on the vehicle are expressed as
[Equation 1]
W 0 = (W 0y , W 0z ), W 0y = angular velocity on the horizontal axis of W 0 , W 0z = angular velocity on the vertical axis of W 0
&Quot; (2) "
W m = W 0 * (W max / W yz ), for W yz ≥ W max
W m = W 0 , for W yz <W max
(Where W yz = (W 0y * W 0y + W 0z * W 0z ) 0.5 )
The function of the signal filtering (S120) is a low-band filter having a predetermined bandwidth a, W m in order to remove noise included in the measurement signal of the sensor from the angular velocity signal W m limited in the function of the signal limiting (S110). Pass it through. The bandwidth a of the low pass filter may be determined in advance in consideration of components and general design specifications generally used in manufacturing. The first angular velocity signal W 1 passing through the low band filter may be represented by Equation 3. The angular velocity of each of the horizontal and vertical axes of W 1 may be expressed as a vector of W 1y and W 1z .
&Quot; (3) "
W 1 (k + 1) = a * W m (k) + (1-a) * W 1 (k)
As described above, the vehicle attitude control method (1) using the impulse side thruster according to the present embodiment uses an impulse side thruster that cannot stop combustion when ignition is realized by minimizing noise included in the angular velocity signal provided from the sensor. It can reduce the burden on the controller design.
Air vehicle posture control method (1) using the impulse side thruster according to the present embodiment performs the side force control command calculation step (S200) to be described later while the impulse side thruster is burned (T), as shown in FIG. After the combustion is completed without performing the side force control command calculation step (S200) to activate the control by the aircraft attitude control method (1) using an impulse side force.
As described above, the vehicle attitude control method (1) using the impulse side thruster according to the present embodiment improves performance by using a non-periodic method instead of the conventional periodic method, thereby minimizing the performance degradation problem caused by the conventional time delay phenomenon. can do.
Hereinafter, with reference to FIGS. 3 to 5, a step force control command calculation step of a vehicle attitude control method using an impulse type side thruster according to an embodiment of the present invention will be described.
The lateral thrust control command calculation step (S200) determines a maneuvering plane by the unit vector of the body axis of the aircraft and the unit vector of the target posture, and uses the first angular velocity signal generated by the sensor signal processing step (S100). Calculate the demand thrust and the demand thrust phase corresponding to the target posture.
Before describing the lateral thrust control command calculation step (S200), an impulse lateral thruster applied to the aircraft
FIG. 3 is a conceptual diagram illustrating an arrangement of an impulse side thruster used in a vehicle attitude control method using an impulse side thruster according to an embodiment of the present invention. As shown in FIG. 3, a plurality of
4 is a view for explaining the energy consumed for the control in the aircraft attitude control method using a conventional impulse side thruster. Referring to FIG. 4, the attitude method of a conventional vehicle generally designs a controller with two independent axes y and z, and in this case, the energy required for each axis must be totally consumed when each of F y and F z is referred to. The energy is F y + F z, but when the
5 is a view for explaining the maneuvering plane of the vehicle attitude control method using an impulse side thruster according to an embodiment of the present invention. Side of the present embodiment as compared with the conventional method of thrust control command calculation steps described above (S200) is a unit vector (X of the target position and the required body-axis unit vector (X B) of the vehicle as shown in Figure 5 F ) determine the maneuver plane and calculate the required thrust and the required thrust phase for the vehicle to reach the target position on the maneuver plane using the low pass filter pass signal W 1 generated by the sensor signal processing step (S100). do.
The lateral thrust control command calculation step S200 coordinates the first angular velocity signal generated by the sensor signal processing step S100 with respect to the maneuvering plane and uses the coordinate transformed second angular velocity signal to set the target position on the maneuvering plane. The demand thrust and the demand thrust phase corresponding to can be calculated. The vector expression of the coordinate-converted second angular velocity signal W 2 may be expressed as Equation 4.
&Quot; (4) "
W 2 = (W 2y , W 2z ), W 2y = angular velocity on the horizontal axis of W 2 , W 2z = angular velocity on the vertical axis of W 2
The maneuvering plane shown in FIG. 5 may be defined as a plane including a unit vector X F of a target posture with respect to a reference plane set with the axial direction as the x axis and the horizontal direction as the y axis with respect to the
Hereinafter, the side force control command calculation step S200 will be described in detail with reference to FIG. 5. Each of the first demand thrust F y on the maneuver plane and the second demand thrust F z on the perpendicular plane to the maneuver plane are represented by equations (5) and (6), and the required thrust force F ∑ corresponding to the target posture is the sum of these. It can be expressed by the equation (7). Here, K θ (t) is a controller function designed to correspond to θ T , and K w (t) is a controller gain function designed to correspond to W 2z and W 2y .
&Quot; (5) "
F y = K w (t) * W 2z + K θ (t) * θ T
&Quot; (6) "
F z = K w (t) * W 2y
&Quot; (7) "
F ∑ = (F y * F y + F z * F z ) 0.5
In addition, the required thrust phase Φ F can be expressed by Equation 8.
&Quot; (8) "
Φ F = tan -1 (F y / F z ) + Φ T
As described above, the step thrust control command calculation step S200 according to the present embodiment calculates the required thrust force F ∑ and the required thrust phase Φ F to reach the target posture by using the coordinate-converted second angular velocity signal and the maneuver plane. Compared with the related art, the energy consumption required for control can be reduced.
Θ T of the angle formed by the above-mentioned unit vector X B and the unit vector X F of the target posture may be expressed by Equation 9.
[Equation 9]
θ T = cos -1 (X B X F ),
In addition, W 2y and W 2z of the coordinate-converted second angular velocity signal W 2 may be expressed by
[Equation 10]
W 2y = W 1y * cosΦ T + W 1z * sinΦ T
[Equation 11]
W 2z = -W 1y * sinΦ T + W 1z * cosΦ T
In the side thruster ignition command generation step (S300) according to the present embodiment, the impulse
In the ignition command generation step S300, the
6 is a table illustrating the phase and ignition of the impulse side thruster according to the present embodiment, and FIG. 7 is a diagram illustrating a reference side thruster according to the present embodiment and a search range based on the same.
The thruster selection logic with reference to FIGS. 6 and 7 will be described in detail with reference to steps S310 to S360 shown in FIG. 1.
Each side thruster phase may be numbered in the order of phase according to the manufacturing result of FIG. 3 and arranged in a line as in the example of FIG.
First, the thruster selection logic searches for a thruster having the smallest difference between the required thrust direction and phase in the one-dimensional data table corresponding to the
Next, the thruster selection logic searches for a side thruster within a predetermined range based on the reference side thruster J0 retrieved from among the side thrusters 20 (S320). That is, by setting the appropriate search range -m to + m based on the reference side thruster J0 number as shown in the example of FIG. 7, 2m + 1 side thrusters Jm to J + m can be searched as candidates for ignition. This function is necessary because the side thrusters are arranged in an annular shape so that the side thrusters disposed away from the required thrust phase reduce efficiency.
Next, the thruster selection logic re-discovers the available side thrusters except the side thrusters already burned among the found side thrusters Jm to J + m (S330). This is to exclude the side thrusters already burned within the search range since the side thrusters cannot be reused once they have been ignited. Can be stored in a buffer.
Next thruster selection logic is the sum of the required force to the required thrust direction Φ F phase for the re-search the available side thruster Σ F is a combination of the available side thruster to the difference between the required force to a minimum (S340). The sum of the thrust in the required thrust phase direction can be calculated based on the reference side thruster J0, and the side thruster near the required thrust phase direction can be selected first for efficiency in the combination of the available side thrusters.
Next, the thrust selection logic selects a combination of available side thrusters whose sum and phase of thrust are close to the required thrust and the required thrust phase, respectively, among the combinations of the available side thrusters combined by step S340 (S350). That is, the combination of the available side thrusters, the sum of the thrust and the phase of the combined available side thrusters, and the difference between the required thrust and the required thrust phase is minimized (S350). In order to find the minimum difference, the side thrusters stored in the buffer are projected with the force in the direction of the required thrust phase in the phase order, and the cumulative sum is obtained by increasing the buffer, until the cumulative sum is the smallest difference from the required thrust. The cumulative sum is calculated by constantly increasing the buffer.
The thruster selection logic transmits an ignition command to the available side thrusters belonging to the combination selected by the step S350, and the available side thrusters to which the ignition command is transmitted are set to unavailable (S360). Accordingly, when selecting the next side thruster may not be reselected by the step S330.
The vehicle attitude control method (1) using the impulse side thruster according to the present embodiment can select the optimal side thruster to be ignited by using the required thrust and the required thrust phase and managing the information of the unavailable side thruster. Can be improved.
As described above, the aircraft attitude control method (1) using the impulse side thruster according to the present embodiment can use a minimum side thruster by developing a control method using a minimum energy and a method of selecting an optimal side thruster, thereby allowing a low cost flight. Control can be implemented.
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1: 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법
10: 비행체의 동체
20: 임펄스형 측추력기
S100: 센서신호처리단계
S110: 신호제한
S120: 신호필터링
S200: 측추력 제어명령계산단계
S210: 요구추력 및 요구추력위상계산
S300: 측추력기 점화명령생성단계
S310: 기준 측추력기 검색
S320: 기준 측추력기 기준 사전에 정해진 범위 내 측추력기 탐색
S330: 연소된 측추력기 제외한 가용 측추력기 재 탐색
S340: 재 탐색된 측추력기를 기준 측주력기 중심으로 측추력기 조합
S350: 요구추력 및 요구추력위상에 각각 가장 근접하는 가용 측추력기들의 조합을 선정
S360: 점화명령 전송 및 해당 측추력기 비가용으로 저장1: Method to control aircraft attitude using impulse side thruster
10: fuselage of the aircraft
20: impulse side thruster
S100: sensor signal processing step
S110: signal restriction
S120: signal filtering
S200: step force control command calculation step
S210: demand thrust and demand thrust phase calculation
S300: side thruster ignition command generation step
S310: Searching for reference thrusters
S320: search for side thrusters in a predetermined range of the reference side thrusters
S330: Rescan for available side thrusters except combusted side thrusters
S340: Combination of the side thrusters with the re-discovered side thrusters centered on the reference side thrusters
S350: Select the combination of available side thrusters that are closest to each of the required thrust and the required thrust phases.
S360: Send the ignition command and save the side thruster unavailable
Claims (10)
비행체에 장착된 레이트 자이로 센서에서 제공되는 비행체의 수평 및 수직의 두 축 각속도 신호로부터 잡음을 제거하여 제1 각속도신호를 생성하는 센서신호처리단계;
선행 측추력기의 연소 직후를 새로운 자세제어 명령시점으로 결정하고 비행체 동체와 목표자세를 포함하는 평면을 기동평면으로 결정하며, 상기 센서신호처리단계에 의해 생성된 제1 각속도 신호를 이용하여 상기 기동평면 상에서 비행체가 상기 목표자세에 도달하도록 요구추력 및 요구추력위상을 계산하는 측추력 제어명령계산단계; 및
상기 계산된 요구추력 및 요구추력위상을 이용하여 상기 임펄스형 측추력기들이 선택적으로 점화되도록 제어하는 측추력기를 선택하는 점화명령생성단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어 방법.In the vehicle attitude control method using an impulse side thruster disposed in a plurality of annular to the fuselage of the vehicle,
A sensor signal processing step of generating a first angular velocity signal by removing noise from horizontal and vertical two-axis angular velocity signals of the vehicle provided by the rate gyro sensor mounted on the vehicle;
Determine immediately after the combustion of the preceding side thruster as a new attitude control command time, and determine the plane including the vehicle body and the target posture as the maneuver plane, and use the maneuver plane by using the first angular velocity signal generated by the sensor signal processing step. A side thrust control command calculation step of calculating a required thrust and a required thrust phase so that an aircraft reaches the target position on the vehicle; And
And an ignition command generation step of selecting a side thruster for controlling the impulse side thrusters to be selectively ignited using the calculated demand thrust and demand thrust phase. .
상기 센서신호처리단계에서 상기 제1 각속도 신호는 상기 레이트 자이로 센서로부터 제공되는 각속도 신호를 사전에 정해진 임계 각속도에 의해 크기를 제한하고 사전에 정해진 대역폭을 가진 저대역필터를 통과시키는 것에 의해 생성되는 것을 특징으로 하는 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법.The method of claim 1,
In the sensor signal processing step, the first angular velocity signal is generated by limiting the magnitude of the angular velocity signal provided from the rate gyro sensor by a predetermined threshold angular velocity and passing a low band filter having a predetermined bandwidth. Air vehicle attitude control method using an impulse type side thruster characterized in that.
상기 측추력 제어명령계산단계는 상기 임펄스형 측추력기의 연소가 완료된 이후 수행되는 것을 특징으로 하는 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법.The method of claim 1,
The lateral thrust control command calculation step is a vehicle attitude control method using an impulse side traction machine, characterized in that is performed after the combustion of the impulse side thruster is completed.
상기 목표자세에 대응하는 요구추력 및 요구추력위상을 계산하는 것은, 상기 센서신호 처리단계에 의해 생성된 제1각속도 신호를 상기 기동평면에 대하여 좌표변환하고 이 좌표변환된 제2 각속도 신호를 이용하는 것에 의해 수행되는 것을 특징으로 하는 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법.The method of claim 1,
Calculating the required thrust force and the required thrust phase corresponding to the target posture may include converting the first angular velocity signal generated by the sensor signal processing step with respect to the maneuver plane and using the coordinate transformed second angular velocity signal. Air vehicle attitude control method using an impulse side thruster, characterized in that carried out by.
상기 제1 각속도 신호는 상기 레이트 자이로 센서로부터 제공되는 각속도 신호를 사전에 정해진 임계 각속도에 의해 크기를 제한하고 사전에 정해진 대역폭을 가진 저대역필터를 통과시키는 것에 의해 계산되고,
상기 레이트 자이로 센서로부터 제공되는 각속도 신호(W0)는 벡터 형태의 제1식으로 표현되고, 상기 임계 각속도가 Wmax로 표현된 경우 상기 임계 각속도에 의해 제한되어 생성된 각속도 신호(Wm)는 제2식으로 표현되며, 상기 저대역필터를 통과한 상기 제1 각속도 신호(W1)가 벡터 형태의 제3식으로 표현된 경우 상기 제1 각속도 신호(W1)가 상기 기동평면에 대하여 좌표변환된 상기 제2 각속도 신호(W2)는 벡터 형태의 제4식으로 표현되는 것을 특징으로 하는 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법.
제1식: W0 = (W0y,W0z), W0y = W0의 수평축의 각속도, W0z = W0의 수직축의 각속도
제2식: Wm = W0 * (Wmax / Wyz), for Wyz ≥ Wmax
Wm = W0 , for Wyz < Wmax,
(여기서, Wyz = (W0y*W0y + W0z*W0z) 0.5)
제3식: W1 = (W1y, W1z), W1y = W1의 수평축의 각속도, W1z = W1의 수직축의 각속도
제4식: W2 = (W2y, W2z), W2y = W2의 수평축의 각속도, W2z = W2의 수직축의 각속도5. The method of claim 4,
The first angular velocity signal is calculated by limiting the angular velocity signal provided from the rate gyro sensor by a predetermined threshold angular velocity and passing a low band filter having a predetermined bandwidth,
The angular velocity signal W 0 provided from the rate gyro sensor is represented by a first equation in the form of a vector, and when the critical angular velocity is expressed by W max , the angular velocity signal W m generated by being limited by the critical angular velocity is The first angular velocity signal W 1 is represented by a second equation and the first angular velocity signal W 1 is coordinated with respect to the maneuvering plane when the first angular velocity signal W 1 has passed through the low band filter. The transformed second angular velocity signal (W 2 ) is a vehicle attitude control method using an impulse side thruster, characterized in that represented by the fourth equation in the form of a vector.
Equation 1: W 0 = (W 0y , W 0z ), W 0y = angular velocity of the horizontal axis of W 0 , W 0z = angular velocity of the vertical axis of W 0
Equation 2: W m = W 0 * (W max / W yz ), for W yz ≥ W max
W m = W 0 , for W yz <W max ,
Where W yz = (W 0y * W 0y + W 0z * W 0z ) 0.5
Equation 3: W 1 = (W 1y , W 1z ), W 1y = angular velocity of the horizontal axis of W 1 , W 1z = angular velocity of the vertical axis of W 1
Equation 4: W 2 = (W 2y , W 2z ), W 2y = angular velocity on the horizontal axis of W 2 , W 2z = angular velocity on the vertical axis of W 2
상기 동체를 기준으로 축 방향을 x축으로 수평방향을 y축으로 하는 기준평면이 설정된 경우 상기 설정된 기준평면의 x축 단위벡터 XB와 상기 목표자세의 단위벡터 XF가 이루는 각이 θT로 표현되고, 상기 기준평면과 상기 기동평면이 이루는 각이 ΦT로 표현되며, 상기 제1 각속도 신호(W1)를 상기 기동평면에 투영하는 경우 상기 제2 각속도 신호(W2)는 제5식으로 표현되고,
Kθ(t)가 상기 θT에 대응하여 설계된 제어기함수이고 Kw(t)가 상기 W2z 및 상기 W2y에 대응하여 설계된 제어기함수인 경우 상기 기동평면 상의 제1 요구추력(Fy)과 상기 기동평면에 대한 수직평면 상의 제2 요구추력(Fz) 각각은 제6식과 제7식으로 표현되고, 상기 목표자세에 대응하는 요구추력 F∑은 상기 제1 요구추력(Fy)과 상기 제2 요구추력(Fz)의 합인 제8식으로 표현되며, 상기 목표자세에 대응하는 요구추력위상(ΦF)은 상기 제6식 및 상기 제7식을 이용하여 제9식으로 표현되는 것을 특징으로 하는 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법.
제5식: W2y = W1y*cosΦT + W1z*sinΦT
W2z =-W1y*sinΦT + W1z*cosΦT
제6식: Fy = Kw(t)*W2z + Kθ(t)*θT
제7식: Fz = Kw(t)*W2y
제8식: F∑ = (Fy*Fy + Fz*Fz)0.5
제9식: ΦF = tan-1(Fy/Fz) + ΦT The method of claim 5,
When the reference plane is set with the x-axis and the horizontal direction as the y-axis with respect to the body, the angle formed between the x-axis unit vector X B of the set reference plane and the unit vector X F of the target posture is θ T. And the angle formed by the reference plane and the maneuvering plane is represented by Φ T , and when the first angular velocity signal W 1 is projected on the maneuvering plane, the second angular velocity signal W 2 is expressed by a fifth equation. Represented by
When K θ (t) is a controller function designed to correspond to the θ T and K w (t) is a controller function designed to correspond to the W 2z and W 2y , the first demand thrust force F y on the maneuver plane and Each of the second demand thrusts F z on the vertical plane with respect to the maneuver plane is represented by the sixth and seventh equations, and the required thrust force F Σ corresponding to the target posture is the first demand thrust F y and the It is represented by the eighth equation that is the sum of the second demand force (F z ), the demand thrust phase (Φ F ) corresponding to the target posture is represented by the ninth equation using the sixth equation and the seventh equation. Air vehicle attitude control method using an impulse type side thruster characterized in that.
Equation 5: W 2y = W 1y * cosΦ T + W 1z * sinΦ T
W 2z = -W 1y * sinΦ T + W 1z * cosΦ T
Equation 6: F y = K w (t) * W 2z + K θ (t) * θ T
Equation 7: F z = K w (t) * W 2y
Equation 8: F ∑ = (F y * F y + F z * F z ) 0.5
Formula 9: Φ F = tan -1 (F y / F z ) + Φ T
상기 측추력기 점화명령생성단계는, 상기 측추력 제어명령계산단계에 의해 계산된 요구추력 및 요구추력위상을 사전에 정해진 추력기선택논리에 적용하는 것에 의해 상기 임펄스형 측추력기들이 선택적으로 점화되도록 제어하는 것을 특징으로 하는 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법.The method of claim 1,
The side thruster ignition command generation step controls the impulse type side thrusters to be selectively ignited by applying the required thrust force and the required thrust phase calculated by the side thrust control command calculation step to a predetermined thruster selection logic. Air vehicle attitude control method using an impulse-type side thruster, characterized in that.
상기 추력기선택논리는, 상기 측추력기들 중 상기 요구추력의 방향과의 위상차이가 가장 작은 측추력기를 기준 측추력기로 검색하고, 상기 측추력기들로부터 상기 기준 측추력기를 기준으로 사전에 정해진 범위 내의 측추력기를 탐색하며, 상기 탐색된 측추력기들 중 이미 연소된 측추력기를 제외한 가용 측추력기를 재 탐색하고, 상기 재 탐색된 가용 측추력기들에 대한 상기 요구추력위상 방향으로의 추력의 합과 상기 요구추력의 크기와의 차이가 최소치가 되도록 상기 가용 측추력기들을 조합하며,
상기 가용 측추력기들의 조합들로부터 추력의 합 및 위상과 상기 요구추력 및 상기 요구추력위상과의 각각의 차이가 최소치에 도달하는 가용 측추력기들의 조합을 선정하고, 상기 선정된 조합에 속하는 가용 측추력기들에 점화명령을 전송하며, 상기 점화명령이 전송된 가용 측추력기들은 비가용으로 설정하는 것을 특징으로 하는 임펄스형 측추력기를 이용한 비행체 자세제어방법.The method of claim 7, wherein
The thruster selection logic searches a side thruster having the smallest phase difference with the direction of the required thrust among the side thrusters with a reference side thruster, and is within a predetermined range based on the reference side thruster from the side thrusters. Search for a side thruster, re-search for available side thrusters other than the already burned side thrusters among the searched side thrusters, and add the thrust in the required thrust phase direction for the re-discovered available side thrusters and the Combining the available side thrusters such that the difference from the magnitude of the required thrust is minimum;
From the combinations of the available side thrusters, a combination of available side thrusters whose sum and phase of thrust and the respective difference between the required thrust and the required thrust phase reaches a minimum, and the available side thrusters belonging to the selected combination And an ignition command to the vehicle, wherein the available side thrusters to which the ignition command has been transmitted are set to be unavailable.
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| KR1020120095619A KR101249466B1 (en) | 2012-08-30 | 2012-08-30 | Attitude control method of flight vehicle using impulse-type side thruster |
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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2012
- 2012-08-30 KR KR1020120095619A patent/KR101249466B1/en active IP Right Grant
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