Lift&Cruise 무인기의 고도변화량 및 가속도 기반 역천이 제어기 연구 :A study on backward transition controller based on altitude rate and acceleration of Lift&Cruise UAV

이진우

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자료유형: 학위논문

저자정보: 이진우 (한서대학교, 한서대학교 일반대학원)

지도교수: 이동진

발행연도: 2023

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Lift&Cruise 무인기의 고도변화량 및 가속도 기반 역천이 제어기 연구

이진우 항공시스템공학과 2023.01 학위논문

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본 논문에서는 복합형 수직이착륙 무인기의 역천이 비행 중 고도변화량 및 자세의 제어 성능을 높이면서 소요되는 시간 단축을 위해 고도변화량 및 가속도 기반 역천이 제어기를 제안한다.
복합형 수직이착륙 무인기는 비행 형태와 회전익 모드에서 고정익 모드로 전환되는 방법에 따라 분류되며 그중, Lift&Cruise 형태의 복합형 수직이착륙 무인기는 수직이착륙을 위한 회전익 모터와 고속 비행을 위한 고정익 모터, 조종면이 동시 탑재되어 있다. 이러한 Lift&Cruise 무인기는 회전익 모드에서 고정익 모드로 전환될 때 천이 과정을 거치며 반대로 고정익 모드에서 회전익 모드로 전환될 때 역천이 과정을 거치게 된다.
Lift&Cruise 무인기의 역천이는 전진 방향의 운동에너지를 감소시키는 것으로 이해할 수 있다. 일반적으로 전진 방향의 운동에너지를 감소시키는 방법은 고도를 상승시켜 위치에너지로 변환하는 방법, 운동에너지의 입력을 감소시키는 방법, 그리고 공기역학적 항력을 증가시키는 방법이 있다. 대부분의 복합형 수직이착륙 무인기의 회전익 비행시간은 짧게 설계되어 있으며 고도를 상승시켜 운동에너지를 감소시키는 것은 착륙에 긴 시간을 소요하게 되므로 적절하지 않다. 나머지 방법은 고정익 모터를 정지시켜 운동에너지의 입력을 감소시키고 받음각 증가에 따른 공기역학적 항력을 증가시키면 적용이 가능하며 대부분의 Lift&Cruise 무인기는 해당 방안으로 역천이를 수행하고 있다. 그러나 받음각을 증가시키는 것은 항력뿐만 아니라 양력 또한 동시에 증가하게 하여 고도를 상승시킨다. 따라서, 고도 상승이 발생하지 않으면서 감속을 하기 위해서는 적절한 받음각 입력이 요구된다.
역천이 과정 도중에는 고정익 자세 제어기와 회전익 자세 제어기가 동시에 동작하며 가속도를 기반한 피치 제어 또는 고정 피치 제어를 통해 감속하게 된다. 그러나 급격한 피치 제어 명령에 응답이 느린 대형 Lift&Cruise 무인기에서는 자세에 진동이 발생하거나 회전익 모터에 과부하가 걸리는 문제가 발생할 수 있다.
본 논문에서는 일반적인 고정익 비행체가 피치 제어를 통해 고도 제어를 하는 원리에 착안하여 역천이 구간 안정화를 위한 역천이 제어기 연구를 수행하였다. 가속도를 기반하여 피치 제어를 하거나 고정 피치 제어를 할 경우 과도한 양력으로 인해 고도변화량이 상승할 수 있으며 고도변화량 제어기로 동작하는 회전익 스로틀에 적분이 쌓여 낮은 회전익 스로틀 값을 유지하다가 기속이 감소하여 양력을 잃는 시점에서 급격히 회전익 스로틀이 상승하여 자세에 불안정을 야기할 수 있다. 따라서, 역천이 과정 중 고정익 제어력이 강한 고/중속 구간에서는 피치 제어를 고도변화량 기반으로 수행하여 회전익 스로틀을 안정화하고 고정익 제어력이 약한 저속 구간에서는 피치 제어를 가속도 기반으로 수행하여 빠른 감속을 수행하였다. 또한, 고속 구간에서 회전익 구동기 제어 명령이 과도하게 인가되면 진동이 발생할 수 있어 기속에 따라 회전익 구동기 제어 명령을 조절할 수 있도록 기속 기반의 회전익 가중치 모듈을 적용하였다.
고도변화량 및 가속도 기반 역천이 제어기의 성능을 검증하기 위해 PX4 오픈 플랫폼과 Matlab/Simulink 연동 시뮬레이션 환경을 구축하고 시뮬레이션을 수행하여 성능 검증을 수행하였다. 또한, 실제 Lift&Cruise 무인기에 탑재하고 비행시험을 통해 고도변화량 및 가속도 기반 역천이 제어기의 성능 검증을 수행하였다.

This paper presents an altitude rate and acceleration based backward transition controller to reduce the time required while increasing the control performance of the altitude rate and attitude during backward transition of vertical take-off landing hybrid unmanned aerial vehicle.
vertical take-off landing hybrid unmanned aerial vehicle are classified according to their flight form and how they switch from rotary-wing mode to fixed-wing mode. Among them, the Lift&Cruise type vertical take-off landing hybrid unmanned aerial vehicle is equipped with a rotor motor for vertical take-off and landing, a fixed-wing motor for high-speed flight, and a control surface. These Lift&Cruise UAVs go through a forward transition process when switching from rotary wing mode to fixed wing mode, and backward transition process when switching from fixed wing mode to rotary-wing mode.
The backward transition of the Lift&Cruise UAV can be understood as reducing the kinetic energy in the forward direction. In general, methods of reducing kinetic energy include a method of converting an altitude into potential energy, a method of reducing input of kinetic energy, and a method of increasing aerodynamic drag. The rotary-wing mode flight time of most vertical take-off landing hybrid unmanned aerial vehicle is designed to be short, and reducing kinetic energy by increasing altitude is not appropriate because it takes a long time to land. The remaining methods can be applied by reducing the input of kinetic energy by stopping the fixed-wing motor and increasing the aerodynamic drag according to the increase in the angle of attack. However, increasing angle of attack simultaneously increases lift as well as drag, increasing altitude. Therefore, an appropriate angle of attack input is required to decelerate without altitude rise.
During the backward transition process, the fixed wing attitude controller and the rotary wing attitude controller operate simultaneously, and the acceleration is decelerated through pitch control based on acceleration or fixed pitch control. Using this method, in large Lift&Cruise UAVs, there may be problems with posture vibration or overloading the rotary-wing motor[3].
In this paper, a study on the backward transition controller for stabilization of the backward transition section was conducted, paying attention to the principle that general fixed-wing aircraft control altitude through pitch control. In the case of pitch control based on acceleration or fixed pitch control, altitude rate may increase due to excessive lift. In addition, integrals are accumulated on the rotary-wing throttle operating as the altitude rate controller to maintain a low rotary-wing throttle value, but at the time of loss of lift due to air speed decrease, the rotary-wing throttle rises rapidly and may cause instability in attitude. Therefore, during the backward transition process, pitch control was performed based on the altitude rate in the high/middle speed section where the fixed wing control force was strong to stabilize the rotary-wing throttle, and in the low speed section where the fixed wing control force was weak, the pitch control was performed based on the acceleration to perform fast deceleration. In addition, if the rotary-wing actuator control command is excessively applied in the high-speed section, vibration may occur, so an air speed-based MC(MultoCopter) weight module is applied so that the rotary-wing actuator control command can be adjusted according to the air speed.
In order to verify the performance of backward transition controller based on altitude rate and acceleration, the PX4 open platform and Matlab/Simulink integrated simulation environment were established and the simulation was performed to verify the performance. In addition, it was mounted on an actual Lift&Cruise UAV and performed flight tests to verify the performance of backward transition controller based on altitude rate and acceleration.

#복합형 수직이착륙 무인기(Vertical Take Off Landing Hybrid unmanned aerial vehicle) #Lift& #Cruise #역천이 제어기(Backward Transition Controller) #고도변화량 및 가속도 기반 제어기(Controller based on Altitude rate and Acceleration) #PX4 #비행 제어(Flight Control)

제 1 장 서론 1
1.1 연구배경 1
1.2 연구동향 6
1.3 연구목적 7
제 2 장 고도변화량 및 가속도 기반 역천이 제어기 설계 8
2.1 Lift&Cruise 무인기의 역천이 절차 분석 8
2.2 PX4 역천이 제어기 분석 10
2.2.1 PX4 가속도 기반 피치 제어기 분석 10
2.2.2 PX4 시간 기반 회전익 가중치 모듈 12
2.3 고도변화량 및 가속도 기반 역천이 제어기 설계 14
2.3.1 고도변화량 및 가속도 기반 피치 제어기 설계 14
2.3.2 기속 기반 회전익 가중치 모듈 설계 16
제 3 장 PX4 오픈 플랫폼 및 Matlab/Simulink 연동 시뮬레이션 17
3.1 Matlab/Simulink 운동모델 구축 17
3.2 PX4 오픈 플랫폼 연동 19
3.2.1 Simulator MAVLink API 19
3.2.2 6DOF block을 활용한 센서 데이터 생성 20
3.2.3 MAVLink message 인코딩/디코딩 모듈 구성 21
3.3 시뮬레이션 케이스 23
3.3.1 고정 피치 제어 시뮬레이션 - 시간 기반 회전익 가중치 25
3.3.2 가속도 기반 피치 제어기 시뮬레이션 - 시간 기반 회전익 가중치 27
3.3.3 고도변화량 및 가속도 기반 피치 제어 시뮬레이션 - 기속 기반 회전익 가중치 29
3.4 시뮬레이션 결과 31
제 4 장 Lift&Cruise 무인기 비행시험 32
4.1 비행시험 환경 32
4.2 비행시험 케이스 33
4.2.1 고정 피치 제어 비행시험 - 시간 기반 회전익 가중치 34
4.2.2 가속도 기반 피치 제어 비행시험 - 시간 기반 회전익 가중치 36
4.2.3 고도변화량 및 가속도 기반 피치 제어 비행시험 - 기속 기반 회전익 가중치 38
4.3 비행시험 결과 40
제 5 장 결 론 42
참고문헌 44
Abstract 46

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