KR102093745B1 - Control method for improving flying qualities and stability corresponding to longitudinal cg travel in flight operation - Google Patents
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Abstract
항공기의 예측되는 각가속도를 출력으로 발생시키는 제1 모드 제어 단계, 각가속도 측정값을 출력으로 발생시키는 제2 모드 제어 단계, 제1 모드 제어 단계의 예측되는 각가속도와 제2 모드 제어 단계의 측정되는 각가속도간의 오차를 계산하는 각가속도 오차 계산 단계, 추가적인 증강이득을 결정하여 각가속도간의 오차에 적용하는 추가 제어이득 설계 단계, 추가적인 이득의 적용 후에 증강의 양을 제한하는 단계 및 증강의 양이 제한된 각가속도간의 오차를 제1 모드 제어단계에 합산하는 단계를 포함하는 비행 중 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 확보를 위한 제어방법이 제공될 수 있다.
본 발명에 따른 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 안정성 확보를 위한 제어방법은 무게중심의 위치정보를 반영하여 추정된 각가속도와 실제 센서로부터 측정되는 각가속도 오차에 따라 증강이득을 결정할 수 있으므로 무게중심의 오차 및 무게중심 센서의 고장이 발생하더라도 비행성 및 안정성을 확보할 수 있는 효과가 있다.Between the first mode control step of generating the predicted angular acceleration of the aircraft as the output, the second mode control step of generating the angular acceleration measured value as the output, and the predicted angular acceleration of the first mode control step and the measured angular acceleration of the second mode control step The angular acceleration error calculation step of calculating the error, the additional control gain design step of determining the additional augmented gain and applying it to the error between the angular accelerations, the step of limiting the amount of augmentation after applying the additional gain, and the error between the angular accelerations of which the amount of augmentation is limited A control method for securing flightability of an aircraft that copes with a changing center of gravity during flight may be provided, which includes adding to the 1 mode control step.
The control method for securing the stability of the aircraft to cope with the changing center of gravity according to the present invention can determine the augmented gain according to the estimated angular acceleration and the angular acceleration error measured from the actual sensor by reflecting the position information of the center of gravity. Even if a failure of the error and the center of gravity sensor occurs, it is effective in securing flightability and stability.
Description
본 발명은 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 및 안정성 향상을 위한 제어방법에 관한 것이며, 보다 상세하게는 변화하는 항공기의 무게중심 위치에 대처하여 추가적인 증강 알고리즘을 제어에 반영하기 위한 제어 방법에 관한 것이다.The present invention relates to a control method for improving flightability and stability of an aircraft that copes with a changing center of gravity, and more specifically, a control method for reflecting an additional augmentation algorithm to control in response to a position of the center of gravity of a changing aircraft. It is about.
항공기는 운행 중에 연료의 소비 및 무장의 사용 등과 같은 여러 요인에 의해 무게중심의 위치가 변화하게 된다. 이러한 무게중심의 변화는 비행성을 저하시키고, 조종사가 원하는 기동과 실제 항공기의 기동에는 차이가 발생시키게 된다.During operation, the position of the center of gravity changes due to various factors such as consumption of fuel and use of armament. This change in the center of gravity degrades flightability and causes a difference between the maneuvering of the pilot and the maneuvering of the actual aircraft.
종래기술로서 항공기의 무게중심의 변화를 최소화하기 위하여 소프트웨어를 이용하여 연료 이송을 제어하는 기술이 적용되고 있다. 연료 이송을 제어하는 기술은 항공기 내부에 분산 배치되어 있는 연료통의 연료량을 적절히 통제하여 무게중심의 이동을 최소화하는 기술이다. 이러한 기존의 무게중심의 변화를 최소화하기 위한 기술로서 대한민국 등록특허 제1,445,221호가 개시되어 있다.As a prior art, a technique of controlling fuel transfer using software is applied to minimize changes in the center of gravity of the aircraft. The technology for controlling the fuel transfer is a technology that minimizes the movement of the center of gravity by appropriately controlling the amount of fuel in the fuel tank that is distributed inside the aircraft. Korean Patent No. 1,445,221 is disclosed as a technique for minimizing the change in the existing center of gravity.
그러나 종래기술은 비행 중 변화하는 무게중심 이동에 대처하여 균열힌 비행성을 제공할 수 없으며, 연료계통의 고장/오조작 등에 의해 무게중심의 위치가 제한된 범위를 벗어난 경우에는 비행성 및 안정성을 확보하지 못하는 문제점이 있었다.However, the prior art cannot provide cracked flightability by coping with the shifting of the center of gravity during flight, and ensures flightability and stability when the position of the center of gravity is out of the limited range due to malfunction / misoperation of the fuel system. There was a problem that could not be done.
본 발명은 비행 중 제한된 범위내에서 변화하는 무게중심, 연료계통의 고장/오조작 등에 의해 무게중심의 위치가 제한된 범위를 벗어난 경우에 대처하여 항공기의 균일한 비행성을 제공하고 안정성을 만족할 수 있는 제어방법을 제공하는 것에 그 목적이 있다.The present invention provides a uniform flightability of an aircraft and satisfies stability by coping with a case where the position of the center of gravity deviates from a limited range due to a change in the center of gravity within the limited range during flight, failure / misoperation of the fuel system, etc. The purpose is to provide a control method.
상기 과제의 해결 수단으로서, 항공기의 운동 모델을 기반으로 예측된 각가속도(
여기서, 추가적인 증강 알고리즘의 제어이득 설계 및 제한 단계는 두 각가속도 정보의 오차의 크기에 따라 가변적으로 설계하여 증강의 양을 조절함으로써 무게중심 센서의 정상 및 결함 상황에 대처할 수 있다. Here, the control gain design and the limiting step of the additional augmentation algorithm can be variably designed according to the magnitude of the error of the two angular acceleration information to adjust the amount of augmentation to cope with the normal and defective situation of the center of gravity sensor.
본 발명에 따른 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 및 안정성 확보를 위한 제어방법은 계산된 각가속도와 측정된 각가속도의 오차를 계산하여 추가적인 증강 알고리즘을 설계하여 보상함으로써 비행중의 무게중심 오차 및 무게중심 센서의 고장이 발생하더라도 비행성 및 안정성을 확보할 수 있는 효과가 있다.The control method for securing the flightability and stability of the aircraft in response to the changing center of gravity according to the present invention calculates the error between the calculated angular acceleration and the measured angular acceleration and designs and compensates additional augmentation algorithms to compensate for the center of gravity error during flight and Even if a failure of the center of gravity sensor occurs, it is effective in securing flightability and stability.
도 1은 항공기의 비행 중 무게중심의 변화에 대한 항공기의 정안정성(Static Margin, SM) 영향성의 개념을 나타낸 도면이다.
도 2는 항공기의 무게중심 변화에 영향을 미치는 원인 및 연료 관리를 통해 무게중심을 일정 범위내로 유지하는 설계 개념도이다.
도 3은 본 발명에 따른 제1 실시예의 순서도이다.
도 4는 본 발명에 따른 제어 시스템의 블록선도이다.
도 5는 본 발명에 따른 다른 실시예의 제어 시스템의 블록선도이다.1 is a view showing the concept of the impact of the static stability (Static Margin, SM) of the aircraft on the change in the center of gravity during flight of the aircraft.
2 is a conceptual diagram of a design that maintains a center of gravity within a certain range through cause and fuel management that affects a change in the center of gravity of an aircraft.
3 is a flowchart of the first embodiment according to the present invention.
4 is a block diagram of a control system according to the present invention.
5 is a block diagram of a control system according to another embodiment of the present invention.
이하, 본 발명의 실시 예에 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 및 안정성 향상을 위한 제어방법에 대하여, 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명한다. 그리고 이하의 실시예의 설명에서 각각의 구성요소의 명칭은 당업계에서 다른 명칭으로 호칭될 수 있다. 그러나 이들의 기능적 유사성 및 동일성이 있다면 변형된 실시예를 채용하더라도 균등한 구성으로 볼 수 있다. 또한 각각의 구성요소에 부가된 부호는 설명의 편의를 위하여 기재된다. 그러나 이들 부호가 기재된 도면상의 도시 내용이 각각의 구성요소를 도면내의 범위로 한정하지 않는다. 마찬가지로 도면상의 구성을 일부 변형한 실시예가 채용되더라도 기능적 유사성 및 동일성이 있다면 균등한 구성으로 볼 수 있다. 또한 당해 기술 분야의 일반적인 기술자 수준에 비추어 보아, 당연히 포함되어야 할 구성요소로 인정되는 경우, 이에 대하여는 설명을 생략한다.Hereinafter, a control method for improving flightability and stability of an aircraft that copes with a changing center of gravity in an embodiment of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In the following description of the embodiments, the names of each component may be referred to as other names in the art. However, if they have functional similarity and identity, even if a modified embodiment is employed, it can be regarded as an even configuration. In addition, symbols added to each component are described for convenience of description. However, the illustrated contents on the drawings in which these codes are described do not limit each component to the range in the drawing. Similarly, even if an embodiment in which some modifications of the configuration on the drawing is employed, it can be regarded as an equivalent configuration if there is functional similarity and identity. In addition, in light of the general technical level of the technical field, if it is recognized as a component that should be included, a description thereof will be omitted.
이하에서는 도 1 및 도 2를 참조하여 항공기의 무게중심의 변화에 대한 영향성에 대하여 설명하도록 한다.Hereinafter, with reference to FIGS. 1 and 2, the impact on the change in the center of gravity of the aircraft will be described.
도 1은 항공기의 비행 중 무게중심의 변화에 대한 항공기의 정안정성(Static Margin, SM) 영향성의 개념이며, 도 2는 항공기의 무게중심 변화에 영향을 미치는 원인 및 연료 관리를 통해 무게중심을 일정 범위내로 유지하는 설계 개념도이다.FIG. 1 is a concept of the effect of an aircraft's static margin (SM) on a change in the center of gravity during flight of the aircraft, and FIG. 2 is a schedule of the center of gravity through fuel management and causes affecting the change in the center of gravity of the aircraft. It is a conceptual diagram of the design to keep within the scope.
전투기의 비행 중 중량의 변화에는 연료소비, 외부무장 발사, 외부 연료탱크 분리, 고받음각(High angle of attack, HAOA)에서의 롤기동 등과 같은 높은 관성(high inertia) 운동으로 인한 연료의 치우침 및 공중 급유 등에 의해 발생하는 항공기의 공력, 무게중심 및 관성의 변화를 들 수 있다. 항공기의 설계시에는 운용에 따른 무게중심의 변화는 무게중심 영역선도(CG envelop)가 정의되며, 무게중심 영역선도에서는 결함이 없는 정상비행상태에서의 전후방 무게중심의 위치 및 무게중심 이동에 대한 증가여유가 반영된다. 이는 중량분포, 안정성 수준, 제조시 발생되는 변동, 계획된 장비의 추가, 유상 하중, 비행자세, 연료 밀도, 고받음각, 롤 및 가속등과 같은 기동에 따른 연료의 치우침과 같은 불확실성 및 운용장착물의 미래 변동가능성을 확보하기 위함이다. 또한, 상당한 무게의 무장(huge store)과 같은 시스템 또는 주요 구성품의 결함 등으로 인해 도달할 수 있는 최대 무게중심의 벗어남(excursions)이 결정된다. Changes in the weight of a fighter during flight include fuel inflation, external armed fire, external fuel tank separation, and fuel inclination and air due to high inertia movement such as high angle of attack (HAOA) roll motion. And changes in aerodynamics, center of gravity and inertia of the aircraft caused by refueling. In the design of the aircraft, the change in the center of gravity according to the operation is defined as the center of gravity area diagram (CG envelope), and in the center of gravity area diagram, the position of the front and rear centers of gravity and the increase in movement of the center of gravity in normal flight without defects are defined. The margin is reflected. This includes uncertainties such as weight distribution, stability levels, fluctuations in manufacturing, addition of planned equipment, payload, flight posture, fuel density, high angle of attack, roll and acceleration, and uncertainties such as fuel skew and future of operating fixtures. This is to ensure the possibility of volatility. In addition, the maximum achievable excursions of the system or major components, such as a significant heavy store, are determined.
한편, 무게중심의 위치는 비행중 측정되는 다수의 센서로부터 획득된 데이터를 근거로 추정될 수 있다. 이는 항공기의 운용시 VMS(Vehicle Management System) 및 FMS(Fuel Management System)을 통하여 정확도 및 신뢰성 있는 무게중심 정보를 이용함으로서 달성될 수 있다.On the other hand, the position of the center of gravity can be estimated based on data obtained from multiple sensors measured in flight. This can be achieved by using accurate and reliable center of gravity information through the VMS (Vehicle Management System) and FMS (Fuel Management System) when operating the aircraft.
이하에서는 도 3 내지 도 4를 참조하여 본 발명에 따른 일 실시예인 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 및 안정성 향상을 위한 제어방법에 대하여 상세히 설명하도록 한다.Hereinafter, a control method for improving flightability and stability of an aircraft that copes with a changing center of gravity, which is an embodiment according to the present invention, will be described in detail with reference to FIGS. 3 to 4.
도 3은 본 발명에 따른 제1 실시예의 순서도이며, 도 4는 본 발명에 따른 제어 시스템의 블록선도이다.3 is a flowchart of a first embodiment according to the present invention, and FIG. 4 is a block diagram of a control system according to the present invention.
도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 및 안정성 향상을 위한 제어방법은 제1 모드 제어단계(S100), 제2 모드 제어단계(S200), 각가속도 오차 계산 단계(S300), 추가적인 증강 알고리즘의 제어 이득 설계 단계(S400), 증강의 양을 제한하는 제한 단계(S500), 계산된 증강 알고리즘을 제1 모드 제어 단계에 합산하는 단계(S600)를 포함하여 구성될 수 있다.As shown, the control method for improving the flightability and stability of the aircraft to cope with the changing center of gravity according to the present invention is a first mode control step (S100), a second mode control step (S200), angular acceleration error calculation step (S300), a control gain design step of additional augmentation algorithm (S400), a limiting step (S500) of limiting the amount of augmentation, and a step of adding the calculated augmentation algorithm to the first mode control step (S600). You can.
제1 모드 제어단계(S100)는 조종사의 조종입력에 따라 항공기의 구동기의 제어입력을 출력으로 발생시키도록 구성된다. 제1 모드 제어단계(S100)는 OBM(On Board Model)을 기반으로 수행되며, OBM에는 항공기의 비행 전 기설정된 다수의 서브제어모델이 포함될 수 있다.The first mode control step (S100) is configured to generate a control input of the driver of the aircraft as an output according to the pilot's control input. The first mode control step (S100) is performed based on the On Board Model (OBM), and the OBM may include a plurality of sub-control models set before the flight of the aircraft.
제1 모드 제어단계(S100)는 항공기의 비행중 획득되는 다수의 비행데이터를 근거로하여 서브 제어 모델을 선택하도록 구성될 수 있다. 제1 모드 제어단계(S100)에서는 선택된 항공기 운동 모델을 기반으로 각가속도를 예측하여 출력으로 발생시키게 된다. 여기서 예측된 각가속도는 
도 4를 다시 살펴보면, 제1 모드 제어단계(S100)에서 선택되는 서브 제어 모델은 현재 항공기의 상태에 따라 조종사의 조종입력에 따른 항공기의 기동이 발휘될 수 있도록 구성된다. 구체적으로 다수의 무게중심의 위치에 따라 원하는 기동을 행하기 위해 항공기에 구비된 구동기의 동작량이 달라지게 되며, 이러한 동작량을 결정하여 제어입력으로 발생시키게 된다. Referring to FIG. 4 again, the sub-control model selected in the first mode control step (S100) is configured to exert maneuvering of the aircraft according to the pilot's steering input according to the current state of the aircraft. Specifically, the operation amount of the driver provided in the aircraft is varied to perform a desired maneuvering according to the location of a plurality of centers of gravity, and this operation amount is determined and generated as a control input.
제2 모드 제어 단계(S200)는 각가속도를 측정하도록 구성된다. 제2 모드 제어 단계(S200)는 각가속도 센서 또는 항공기의 상태정보로부터 직접 측정된 각가속도를 출력으로 발생시키게 된다. 여기서, 출력으로서 각가속도는 
각가속도 오차 계산 단계(S300)는 제1 모드 제어 단계(S100) 및 제2 모드 제어 단계(S200)로부터 획득된 각가속도의 차이를 계산하도록 구성된다. 여기서, 예측된 각가속도와 측정된 각가속도간의 오차(
증강 알고리즘의 제어 이득 설계 단계(S400)는 각가속도 오차 계산 단계(S300)로부터 무게중심의 위치에서 오차가 발생하는 것으로 추정되는 경우 비행성을 균일하게 유지하기 위해 각가속도 피드백 신호에 적용되는 증강 알고리즘에서 제어이득(
증강의 양을 제한하는 제한 단계(S500)는 비행제어시스템의 안정성을 고려하여 증강이득의 양을 제한하는 단계이다. 항공기는 각 비행 조건에서 확보해야할 안정성이 있으며, 일 예로, 특정 비행 조건에서 항공기의 주파수 응답에 관한 이득여유와 위상여유가 소정값 이상이 되어야 하며, 이러한 안정성을 만족할 수 있는 한도 내에서 피드백 신호가 증강될 수 있도록 최종값을 제한한다. 증강이득을 제한하는 양은 각 비행조건 및 비행상태에서 만족해야 하는 안정성을 고려하여 비행성능이 유지될 수 있는 한도내로 결정될 수 있으며, 안정성 요구조건을 고려하여 미리 설정된 값들로부터 선택될 수 있다.The limiting step (S500) of limiting the amount of augmentation is a step of limiting the amount of augmentation gain in consideration of the stability of the flight control system. The aircraft has stability to be secured under each flight condition. For example, in a certain flight condition, the gain margin and the phase margin for the frequency response of the aircraft must be greater than or equal to a predetermined value, and a feedback signal is provided within the limits to satisfy this stability. The final value is limited so that it can be augmented. The amount limiting the augmented gain may be determined within a limit where flight performance can be maintained in consideration of stability that must be satisfied in each flight condition and flight condition, and may be selected from preset values in consideration of stability requirements.
계산된 증강 알고리즘을 제1 모드 제어 단계에 합산하는 단계(S600)는 제1 모드 제어 단계(S100)의 출력인 예측된 각가속도(
이하에서는 도 5를 참조하여 본 발명에 따른 제2 실시예에 대하여 상세히 설명하도록 한다.Hereinafter, a second embodiment according to the present invention will be described in detail with reference to FIG. 5.
도 5는 본 발명에 따른 다른 실시예의 제어 시스템의 블록선도이다.5 is a block diagram of a control system according to another embodiment of the present invention.
도 5에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 안정성 확보를 위한 제어방법은 제1 모드 제어단계, 무게중심 측정 또는 추정단계, 무게중심 정보 신뢰도 판단 단계, 스위칭 단계 및 제2 모드 제어 단계를 포함하여 구성될 수 있다.As shown in Figure 5, the control method for securing the stability of the aircraft to cope with the changing center of gravity according to the present invention is a first mode control step, a weight center measurement or estimation step, a weight center information reliability determination step, a switching step And a second mode control step.
제1 모드 제어단계는 조종사의 조종입력에 따라 항공기의 구동기의 제어입력을 출력으로 발생시키도록 구성된다. 제1 모드 제어단계는 OBM(On Board Model)을 이용하여 수행되며, 항공기의 비행 전 기설정된 다수의 서브제어모델을 포함하여 구성될 수 있다.The first mode control step is configured to generate a control input of the driver of the aircraft as an output according to the pilot's control input. The first mode control step is performed using an OBM (On Board Model), and may be configured to include a plurality of sub-control models set before the flight of the aircraft.
제1 모드 제어단계는 항공기의 비행중 획득되는 다수의 비행데이터를 근거로하여 서브 제어 모델을 선택하도록 구성될 수 있다. 다수의 서브 제어 모델은 다양한 조건에 의해 선택될 수 있도록 구성될 수 있으므로 이하에서는 무게중심의 위치에 따른 선택에 대하여 설명하고, 다른 조건, 예를들어 비행영역과 같은 조건에 대한 선택사항에 대한 설명은 생략하도록 한다. The first mode control step may be configured to select a sub control model based on a plurality of flight data acquired during flight of the aircraft. Since multiple sub-control models can be configured to be selected by various conditions, the following describes the selection according to the location of the center of gravity, and describes the options for other conditions, for example, conditions such as the flight area. Is omitted.
도 5를 다시 살펴보면, 제1 모드 제어단계에서 선택되는 서브 제어 모델은 현재 항공기의 상태에 따라 조종사의 조종입력에 따른 항공기의 기동이 발휘될 수 있도록 구성된다. 구체적으로 다수의 무게중심의 위치에 따라 원하는 기동을 행하기 위해 항공기에 구비된 구동기의 동작량이 달라지게 되며, 이러한 동작량을 결정하여 제어입력으로 발생시키게 된다. Referring back to FIG. 5, the sub-control model selected in the first mode control step is configured to exert maneuvering of the aircraft according to the pilot's steering input according to the current state of the aircraft. Specifically, the operation amount of the driver provided in the aircraft is varied to perform a desired maneuvering according to the location of a plurality of centers of gravity, and this operation amount is determined and generated as a control input.
무게중심 측정 또는 추정단계는 무게중심 센서로부터 측정되거나 비행데이터를 근거로 무게중심 DB를 이용하여 무게중심의 위치를 추정하도록 구성된다. 무게중심의 위치가 결정되면 조종사의 조종입력에 따른 항공기의 기동 및 상태가 예측될 수 있으며, 특히, 조종입력에 따른 항공기의 응답패턴으로부터 각가속도를 예측할 수 있게 된다.The center of gravity measurement or estimation step is configured to estimate the position of the center of gravity using the center of gravity DB measured from the center of gravity sensor or based on flight data. When the position of the center of gravity is determined, the maneuvering and the state of the aircraft according to the pilot's steering input can be predicted, and in particular, the angular acceleration can be predicted from the response pattern of the aircraft according to the steering input.
무게중심 정보 신뢰도 판단단계는 현재 예측되는 각가속도와 센서로부터 측정되는 각가속도 값을 비교하여 무게중심의 위치에 대한 신뢰도를 평가하는 단계에 해당한다. 무게중심 정보 신뢰도 판단단계에서 예측된 각가속도와 측정된 각가속도간의 오차가 크게 발생되는 경우 신뢰도가 낮다고 평가하며, 또한, 무게중심 센서로부터 무게중심의 위치가 측정된 경우 무게중심 센서의 고장이 있는 것으로 판단할 수 있다.The reliability determination step of the center of gravity information corresponds to the step of evaluating the reliability of the position of the center of gravity by comparing the current predicted angular acceleration with the angular acceleration value measured from the sensor. When the error between the predicted angular acceleration and the measured angular acceleration occurs in the weight center information reliability determination step, it is evaluated as low reliability. Also, if the position of the center of gravity is measured from the center of gravity sensor, it is determined that the center of gravity sensor has failed. can do.
스위칭 단계는 측정 또는 추정되는 무게중심의 위치에 대한 신뢰도가 낮아 제어에 활용하면 비행성 및 안정성을 확보할 수 없으므로 제어 모델을 전환하는 단계에 해당한다. 도 4의 블록선도를 살펴보면, Fault Detector Block에서 스위칭 단계의 기능이 수행될 수 있다. 스위칭 단계는 무게중심 정보 신뢰도 판단단계에서 무게중심 정보의 신뢰도가 낮다고 판단된 경우 제1 모드 제어 단계에서 제2 모드 제어 단계로 스위칭하여 제어할 수 있도록 구성된다.The switching step corresponds to a step of switching the control model because flight performance and stability cannot be secured when it is used for control because the reliability of the measured or estimated center of gravity is low. Looking at the block diagram of Figure 4, the function of the switching step in the Fault Detector Block can be performed. The switching step is configured to switch the control from the first mode control step to the second mode control step when it is determined that the reliability of the center of gravity information is low in the reliability determination step of the center of gravity information.
S100: 제1 모드 제어단계
S200: 제2 모드 제어단계
S300: 각가속도 오차 계산 단계
S400: 추가적인 증강 알고리즘의 제어 이득 설계 단계
S500: 증강의 양을 제한하는 제한 단계
S600: 계산된 증강 알고리즘을 제1 모드 제어 단계에 합산하는 단계S100: first mode control step
S200: second mode control step
S300: Step of calculating the angular acceleration error
S400: Control gain design step of additional augmentation algorithm
S500: limiting step to limit the amount of augmentation
S600: adding the calculated augmentation algorithm to the first mode control step
Claims (6)
상기 조종사의 조종입력에 따라 측정되는 측정 각가속도를 출력으로 발생시키는 제2 모드 제어 단계;
상기 제1 모드 제어 단계의 예측되는 각가속도와 상기 제2 모드 제어 단계의 측정되는 각가속도간의 오차를 계산하는 각가속도 오차 계산 단계;
계산된 각가속도 오차에 따라 결정된 추가적인 증강이득을 상기 측정 각가속도에 적용하여 상기 각가속도간의 오차에 적용하는 추가 제어이득 설계 단계;
비행안정성을 만족할 수 있도록 상기 추가적인 증강이득의 적용된 측정 각가속도의 증강의 양을 제한하는 단계; 및
상기 증강의 양이 제한된 각가속도간의 오차를 상기 제1 모드 제어단계에 합산하는 단계를 포함하며,
상기 추가 제어이득 설계 단계 및 상기 증강의 양을 제한하는 단계 및 상기 증강의 양이 제한된 각가속도 간의 오차를 상기 제1 모드 제어단계에 합산하는 단계는,
상기 각가속도 오차 계산 단계에서 오차가 소정범위를 벗어나 무게중심의 위치에 오차가 발생하는 경우로 판단되는 경우에 수행되는 것을 특징으로 하는 비행 중 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 확보를 위한 제어방법.A first mode control step of generating a predicted angular acceleration of the aircraft according to the pilot's control input as an output;
A second mode control step of generating a measurement angular acceleration measured according to the pilot's control input as an output;
An angular acceleration error calculation step of calculating an error between the predicted angular acceleration of the first mode control step and the measured angular acceleration of the second mode control step;
An additional control gain design step of applying an additional augmented gain determined according to the calculated angular acceleration error to the measured angular acceleration and applying the error between the angular accelerations;
Limiting the amount of augmentation of the measured angular acceleration applied to the additional augmentation gain to satisfy flight stability; And
And adding an error between angular accelerations in which the amount of enhancement is limited to the first mode control step,
The step of designing the additional control gain and limiting the amount of augmentation and summing the error between the angular acceleration where the amount of augmentation is limited to the first mode control step,
Control in order to secure the flightability of the aircraft to cope with the changing center of gravity during flight, characterized in that it is performed when it is determined that the error occurs in the position of the center of gravity outside the predetermined range in the angular acceleration error calculation step. Way.
상기 제1 모드 제어단계는 OBM(On board Model)에 의해 현재 비행상태에 따라 추정되는 각가속도를 예측되는 각가속도 출력으로 하는 것을 특징으로 하는 비행 중 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 확보를 위한 제어방법.According to claim 1,
In the first mode control step, the angular acceleration estimated according to the current flight state by the on-board model (OBM) is used as a predicted angular acceleration output. Control method.
상기 제2 모드 제어 단계는 각가속도 센서로부터 측정되는 각가속도를 출력으로 발생시키는 것을 특징으로 하는 비행 중 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 확보를 위한 제어방법.According to claim 2,
The second mode control step is a control method for securing flightability of an aircraft that copes with a changing center of gravity during flight, characterized in that the angular acceleration measured from the angular acceleration sensor is generated as an output.
상기 추가 제어이득 설계 단계는 상기 예측되는 각가속도와 상기 측정되는 각가속도 간의 오차의 크기에 따라 상기 추가적인 이득을 결정하는 것을 특징으로 하는 비행 중 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 확보를 위한 제어방법.According to claim 1,
The additional control gain design step determines the additional gain according to the magnitude of the error between the predicted angular acceleration and the measured angular acceleration. A control method for securing flightability of an aircraft coping with a changing center of gravity during flight .
상기 추가 제어이득 설계 단계는 상기 예측되는 각가속도와 상기 측정되는 각가속도 간의 오차의 크기에 따라 상기 증강이득을 가변적으로 결정하는 것을 특징으로 하는 비행 중 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 확보를 위한 제어방법.According to claim 4,
The additional control gain design step is to determine the augmented gain variably according to the magnitude of the error between the predicted angular acceleration and the measured angular acceleration for securing flightability of the aircraft coping with the changing center of gravity during flight. Control method.
상기 증강의 양을 제한하는 단계는 비행조건 및 비행상태에 따라 안정성을 만족하는 비행성능을 유지할 수 있도록 기설정된 값 중에서 선택되는 것을 특징으로 하는 비행 중 변화하는 무게중심에 대처하는 항공기의 비행성 확보를 위한 제어 방법. According to claim 1,
The step of limiting the amount of augmentation is selected from preset values so as to maintain flight performance that satisfies stability according to flight conditions and flight conditions, thereby ensuring flightability of the aircraft to cope with the changing center of gravity during flight. Control method for.
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