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비행체의 자세를 제어하는 시스템을 설계하는 방법에 있어서,시스템 고유주파수와 시스템 감쇠계수를 설정하여 비례이득과 미분이득을 구하는 단계;상기 비례이득과 상기 미분이득을 토대로 상기 비행체의 자세안정성을 분석하여 이득여유와 위상여유를 구하는 단계;상기 비례이득 및 상기 미분이득과, 상기 이득여유 및 상기 위상여유 간의 관계를 분석하여, 상기 이득여유를 수평 좌표축 및 수직 좌표축 중 하나로, 상기 위상여유를 상기 수평 좌표축 및 상기 수직 좌표축 중 다른 하나로 하는 제어이득 설계 영역 상에 이득-위상여유 격자를 정의하는 단계;상기 제어이득 설계 영역 상에 상기 이득여유와 상기 위상여유 각각의 하한규격을 정의하는 단계;상기 제어이득 설계 영역 상에 벤딩모드 진동전달률의 상한규격을 정의하는 단계;상기 제어이득 설계 영역 상에 상기 시스템 고유주파수 및 상기 시스템 감쇠계수 각각의 상한규격과 하한규격을 정의하는 단계;상기 이득-위상여유 격자 상에서, 상기 이득여유 및 상기 위상여유의 하한규격과, 상기 벤딩모드 진동전달률의 상한규격과, 상기 시스템 고유주파수 및 상기 시스템 감쇠계수 각각의 상한규격과 하한규격을 동시에 만족하는 제어이득 지점을 선정하는 단계;를 포함하는, 비행체 자세제어 시스템 설계 방법
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제1 항에 있어서,상기 시스템 고유주파수를 , 상기 시스템 감쇠계수를 , 유차원 공력 모멘트 계수를 , 유차원 추력 모멘트 계수를 라고 할 경우, 이들의 함수로서 나타내어지는 상기 비례이득 과 상기 미분이득 는,[수학식 1] 및 [수학식 2] 를 통해 구해지는, 비행체 자세제어 시스템 설계 방법
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제1 항에 있어서,상기 이득여유와 상기 위상여유는,상기 비행체의 중량, 추력, 공력, 액체 추진체 슬로싱, 추력벡터 제어 구동장치 및 비행체 구조진동 특성을 포함하는 상기 비행체의 동특성을 주파수 의 함수로 나타낸 자세제어 시스템의 개루프 전달함수 [수학식 3] 과 [수학식 4] 의 관계로부터 구해지고,와 는 상기 비례이득 과 상기 미분이득 의 함수로 표현되는, 비행체 자세제어 시스템 설계 방법
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제1 항에 있어서,상기 이득여유 하한규격은 6db이고, 상기 위상여유 하한규격은 30deg이며,상기 제어이득 지점에 해당하는 상기 이득여유는 상기 이득여유 하한규격을 초과하고,상기 제어이득 지점에 해당하는 상기 위상여유는 상기 위상여유 하한규격을 초과하는, 비행체 자세제어 시스템 설계 방법
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제1 항에 있어서,피치/요 제어추력을 로, 상기 비례이득을 로, 상기 미분이득을 로, 각속도계 위치에서 i차 벤딩모드 기울기를 과 로, TVC 김발 위치에서 i차 벤딩모드 형상을 로, i차 벤딩모드 감쇠계수를 로, i차 벤딩모드 고유주파수를 로, i차 벤딩모드 일반화 질량을 라고 할 경우, 이들의 함수로서 나타내어지는 i차 상기 벤딩모드 진동전달률의 상한규격 는,[수학식 5] 를 통해 정의되는, 비행체 자세제어 시스템 설계 방법
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제5 항에 있어서,상기 벤딩모드 진동전달률의 상한규격은 15이고,상기 제어이득 지점에 해당하는 상기 벤딩모드 진동전달률은 상기 벤딩모드 진동전달률의 상한규격의 미만인, 비행체 자세제어 시스템 설계 방법
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제1 항에 있어서,상기 시스템 고유주파수의 상한규격과 하한규격은 각각 0
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제1 항에 있어서,상기 벤딩모드 진동전달률의 상한규격을 토대로 구조진동모드 안정화 필터를 설계하는 단계를 더 포함하는, 비행체 자세제어 시스템 설계 방법
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비행체의 자세를 제어하는 시스템을 설계하는 방법에 있어서,제n 시점(이하에서, n은 자연수)을 기준으로 제n 시스템 고유주파수와 제n 시스템 감쇠계수를 설정하여 제n 비례이득과 제n 미분이득을 구하는 제1 단계;상기 제n 비례이득과 상기 제n 미분이득을 토대로 상기 비행체의 자세안정성을 분석하여 제n 이득여유와 제n 위상여유를 구하는 제2 단계;상기 제n 비례이득 및 상기 제n 미분이득과, 상기 제n 이득여유 및 상기 제n 위상여유 간의 관계를 분석하여, 상기 제n 이득여유를 수평 좌표축 및 수직 좌표축 중 하나로, 상기 제n 위상여유를 수평 좌표축 및 수직 좌표축 중 다른 하나로 하는 제어이득 설계 영역 상에 제n 이득-위상여유 격자를 정의하는 제3 단계;상기 제어이득 설계 영역 상에 상기 제n 이득여유와 상기 제n 위상여유 각각의 하한규격을 정의하는 제4 단계;상기 제어이득 설계 영역 상에 제n 벤딩모드 진동전달률의 상한규격을 정의하는 제5 단계;상기 제어이득 설계 영역 상에 상기 제n 시스템 고유주파수 및 상기 제n 시스템 감쇠계수 각각의 상한규격과 하한규격을 정의하는 제6 단계;상기 제n 이득-위상여유 격자 상에서, 상기 제n 이득여유 및 상기 제n 위상여유의 하한규격과, 상기 제n 벤딩모드 진동전달률의 상한규격과, 상기 제n 시스템 고유주파수 및 상기 제n 시스템 감쇠계수 각각의 상한규격과 하한규격을 동시에 만족하는 제n 제어이득 지점을 선정하는 제7 단계;제n+1 시점을 기준으로 상기 제1 단계 내지 상기 제7 단계를 반복하여 제n+1 이득-위상여유 격자 상에서 제n+1 제어이득 지점을 선정하는 제8 단계;상기 제8 단계를 m회(m은 자연수) 반복 실시하여 상기 제어이득 설계 영역 상에서 복수개의 상기 제1 내지 제1+m 제어이득 지점의 궤적을 정의하는 제9 단계; 및상기 복수개의 제1 내지 제1+m 제어이득 지점의 궤적을 토대로 상기 제n 제어이득 지점을 스케줄링 설계하는 제10 단계;를 포함하는, 비행체 자세제어 시스템 설계 방법
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제9 항에 있어서,상기 비행체의 동특성은 상기 제n 시점이 n값에 따라 변화함에 따라 상이하게 변화하는, 비행체 자세제어 시스템 설계 방법
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제9 항에 있어서,상기 제n 시스템 고유주파수를 , 상기 제n 시스템 감쇠계수를 , 유차원 공력 모멘트 계수를 , 유차원 추력 모멘트 계수를 라고 할 경우, 이들의 함수로서 나타내어지는 상기 제n 비례이득 과 상기 제n 미분이득 는,[수학식 1] 및 [수학식 2] 를 통해 구해지는, 비행체 자세제어 시스템 설계 방법
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제9 항에 있어서,상기 제n 이득여유와 상기 제n 위상여유는,상기 비행체의 중량, 추력, 공력, 액체 추진체 슬로싱, 추력벡터 제어 구동장치 및 비행체 구조진동 특성을 포함하는 상기 비행체의 동특성을 주파수 의 함수로 나타낸 자세제어 시스템의 개루프 전달함수 [수학식 3] 과 [수학식 4] 의 관계로부터 구해지고,와 는 상기 제n 비례이득 과 상기 제n 미분이득 의 함수로 표현되는, 비행체 자세제어 시스템 설계 방법
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제9 항에 있어서,상기 제n 이득여유 하한규격은 6db이고, 상기 제n 위상여유 하한규격은 30deg이며,상기 제n 제어이득 지점에 해당하는 상기 제n 이득여유는 상기 제n 이득여유 하한규격을 초과하고,상기 제n 제어이득 지점에 해당하는 상기 제n 위상여유는 상기 제n 위상여유 하한규격을 초과하는, 비행체 자세제어 시스템 설계 방법
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제9 항에 있어서,제n 피치/요 제어추력을 로, 상기 제n 비례이득을 로, 상기 제n 미분이득을 로, 각속도계 위치에서 제n i차 벤딩모드 기울기를 과 로, TVC 김발 위치에서 제n i차 벤딩모드 형상을 로, 제n i차 벤딩모드 감쇠계수를 로, 제n i차 벤딩모드 고유주파수를 로, 제n i차 벤딩모드 일반화 질량을 라고 할 경우, 이들의 함수로서 나타내어지는 제n i차 상기 벤딩모드 진동전달률의 상한규격은,[수학식 3]를 통해 정의되는, 비행체 자세제어 시스템 설계 방법
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제13 항에 있어서,상기 제n 벤딩모드 진동전달률의 상한규격은 15이고,상기 제n 제어이득 지점에 해당하는 상기 제n 벤딩모드 진동전달률은 상기 제n 벤딩모드 진동전달률의 상한규격의 미만인, 비행체 자세제어 시스템 설계 방법
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제9 항에 있어서,상기 제n 시스템 고유주파수의 상한규격과 하한규격은 각각 0
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제9 항에 있어서,상기 제6 단계 이후에,상기 제n 벤딩모드 진동전달률의 상한규격을 토대로 구조진동모드 안정화 필터를 설계하는 단계를 더 포함하는, 비행체 자세제어 시스템 설계 방법
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컴퓨터를 이용하여 제1 항 내지 제15 항 중 어느 한 항의 방법을 실행하기 위하여 기록매체에 저장된, 컴퓨터 프로그램
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