Higher Harmonic Control Simulation by LQG Algorithm built on the Physics-Based Approach

Abstract

As rotorcraft experiences severe unsteady aerodynamic loads, a significant level of vibration and noise will be induced. To solve such a problem, a number of methods have been attempted. Passive means such as an isolator and absorber have been examined, but those were not sufficient to meet the standard established by NASA. As a consequence, active vibration control methods have been suggested. Higher harmonic control method is one of the active control methods, and is found as the most mature and promising technique. There is a considerable amount of efforts on the higher harmonic control along with simulation. However, few of them took into account the realistic physical configuration of the rotor system. In this thesis, higher harmonic control simulation based on the physics-based approach will be presented. The simulation configuration is based on the hardware of UH-60A Black Hawk. The rotor system consists of the blades, dampers, pitch links, hinges, scissors, servo actuators, and a shaft. The pitch angle of the blades is controlled by the motion of the servo actuators attached to the non-rotating swashplate. The rotor system is evaluated by the comparison on the trim and modal analysis. Next chapter, an algorithm for the present higher harmonic control algorithm will be introduced. Based on the linear quadratic Gaussian (LQG), optimal control gain for vibration reduction will be achieved. The system identification and variable reduction are achieved by MATLAB computation. Then, higher harmonic control simulation will be executed by DYMORE2, a multibody dynamics software. The vibration reduction capability is validated with the simulation results. Finally, fuselage modeling will be discussed. To include the fuselage reaction, Hertings model order reduction approach will be introduced. By applying Hertings method, the degrees of freedom of the substructure will be reduced into those of the modal coordinate. To verify the model order reduction capability, modal and transient dynamic analyses on a rectangular hollow beam will be analyzed. Then the details of the structure to imitate the fuselage reaction will be given.

회전익기는 비행 시 심각한 수준의 비정상 공기력에 노출되며, 이에 따라 높은 수준의 진동과 소음이 유발된다. 그러한 문제를 해결하기 위하여, 복수의 진동 및 소음 제어 방법론이 시도되어 왔다. 아이솔레이터와 흡진기 등으로 대표되는 수동적 방법론이 지속적으로 연구되었으나, 미 NASA에서 제시한 진동 수준을 만족하는 제어 성능은 달성 불가하였다. 이에 따라 능동적 진동 제어 방법론이 연구되어 왔다. 고조화 제어 방법론은 능동적 진동 제어 방법론의 하나로, 가장 성숙되었으며 보장된 방법론으로 평가받았다. 이러한 고조화 제어 방법론에 관하여 시뮬레이션을 통한 연구 자료가 다수 존재하나, 로터 시스템의 물리적 구조가 고려된 연구는 소수에 불과하였다. 본 논문에서는 물리적 접근법에 기반한 고조화 제어 시뮬레이션이 수행되었다. 시뮬레이션의 구성은 UH-60A Black Hawk 기종의 물리적 구조를 기반으로 작성되었다. 로터 시스템은 블레이드, 댐퍼, 피치 링크, 힌지, 시저, 서보 작동기와 샤프트로 구성되었다. 각 블레이드의 피치 각은 비회전 스와시플레이트에 부착된 서보 작동기의 운동을 통해 조절된다. 로터 시스템의 실제 모델 충실도는 모드 해석과 트림 해석 결과의 비교를 통해 검증되었다. 다음 장에서, 본 논문의 시뮬레이션에 사용된 고조화 제어 알고리즘이 소개된다. 선형 제곱 가우시안에 기반하여, 진동 제어를 위한 최적 제어 값을 습득한다. 시스템 식별과 변수 축소는 MATLAB 함수를 통해 이루어졌다. 고조화 제어 시뮬레이션은 다물체 동역학 해석 소프트웨어 DYMORE를 통해 이루어졌으며, 최대 78%의 진동 하중 감소에 달하는 진동 감소 성능을 확인하였다. 최종장에서, 동체의 반응 모사가 시연된다. 동체의 동적 응답을 반영하기 위해 Herting의 차수 축소 기법이 도입되었다. Herting 기법을 통해, 세부 구조물의 자유도는 절점 단위에서 모드 단위로 축소된다. DYMORE의 차수 축소 기능을 검증하기 위해, 사각형의 내부가 빈 보 구조물 예제에 대해 모드 해석과 시간 과도 동적 응답 해석이 진행되었다. 또한 동체 구조물을 모사하기 위한 구조물의 세부적인 사항이 제시되었다.