과도한 불안정성을 갖는 무인전투기의 비행제어 시스템 설계

Abstract

미래의 무인전투기는 그 임무에 있어, 국방에서 중요한 역할을 감당하리라 기대된다. 오늘날 전장에서는 적은 피 탐지성을 위해RCS (Radar Cross Section)를 줄이기 위한 큰 뒤젖힘각과 효율적인 비행을 위한 BWB(Blended Wing Body) 형상이 요구되며 그에 따라 UCAV130과 같은 항공기기가 미래 무인투기의 전형적인 대표 형상으로 제시된다.그러나 이런 비행체는 큰 뒤젖힘각 때문에 앞전 와류에 의한 비선형적 공력 특성을 갖게 되며 이중 pitch break은 비행체의 안정성에 심각한 문제를 일으킨다. 따라서 본 연구에서는 UCAV1303을 중심으로 이런 기체의 안정성 증대를 위한 장치로 가동형 윙펜스를 설계하고 비행실험에 적용하였으며 L1 적응 제어기를 설계하고 비행실험을 통해 제어기의 성능을 검증하였다.풍동실험을 통해 Micro Vortex Generator가 앞전 와류를 막아 Pitch Break 현상을 지연 시키는 결과를 얻었다. 이를 비행실험에 적용하기 위하여 MVG의 크기를 키워 Wing Fence형태로 장착하여 앞전 와류를 막아주고 안정적인 비행실험을 수행하였다. 레이더 탐지 면적에 영향을 주지 않기 위해 Wing Fence를 가동형으로 설계하여 안정적인 이착륙 및 비행실험을 수행하였다.피치 각 제어를 위하여 baseline 제어기로 PD제어기를 설계하였고