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영어

This paper investigates the desired dynamics structure which is being applied to the control law design of the newest the high maneuverable fighter with DMI(Dynamic Model Inversion) control. The lateral-directional linear model inversion was designed and it made verification using the development environment of advanced supersonic trainer. The 4 kinds of the feedback structures of desired dynamic structure are proposed in this paper, which are side slip angle rate feedback, side slip angle rate & yaw rate feedback, yaw rate feedback about the side slip angle input and body axis, and the yaw rate feedback about the yaw rate input. And linear analysis were performed about each structure at LOES(Low Order Equivalent System), bandwidth, Gibson, and stability margin. Also, the linear analysis result about the high angle of attack was presented. Finally, the result that evaluated the flying quality through the nonlinear simulation was presented.

한국어

본 논문은 최근 고기동 전투기의 제어법칙 설계에 적용되고 있는 모델 역변환제어(DMI) 법칙에 적용되는 목표 동역학 모델(desired dynamics) 구조에 대한 연구를 수행하였다. 이를 위해, 이미 검증된 초음속 고등훈련기 개발환경을 사용하여, 횡-방향축 선형모델 역변환 제어법칙을 설계하고 검증하였다. 본 논문에서 제시하는 목표 동역학 모델 구조는 크게 옆미끄럼각 입력에 대한 옆미끄럼각-옆미끄럼각속도 궤환, 옆미끄럼각-옆미끄럼각속도-요각속도 궤환, 옆미끄럼각-요각속도 궤환 구조와 동체축의 요각속도 입력에 대한 요각속도 궤환 구조 총 4가지를 제시하였다. 그리고 각각의 구조에 대해 등가저차시스템(LOES), 대역폭, 깁슨, 안정성 여유에 대한 선형해석을 수행하였다. 이와 더불어, 고받음각 영역의 비행특성을 파악하기 위해 받음각 확장 모델에 대한 선형해석 평가 결과를 제시하였으며, 최종적으로 시간영역의 비선형 시뮬레이션을 통해 응답 특성을 평가한 결과를 제시하였다. 선형 해석 결과 저받음각에서는 옆미끄럼각 궤환의 비행성이 뛰어나며, 고받음각에서는 요각속도 궤환 구조가 뛰어난 것으로 확인하였다.