틸트 테일윈드 듀얼 로터 비행기의 이착륙 제어 전략을 개선하기 위해 비행 제어 시스템 내의 이착륙 제어기와 그 비행 검증 실험을 설계하였다. 먼저 비행체의 비선형 동역학 방정식을 기반으로 일반화력과 자세 결합 비선형 인자가 이착륙 제어기 안정성에 미치는 영향을 연구하였으며, 일반화력과 자세 곱 항이 포함된 결합 상태 방정식을 선형화하여 시스템 제어 최적화를 위한 피드백 게인 행렬을 얻었다. 이후 실제 이착륙 과정에 대해 기내 관성 측정 장치와 초음파 거리 측정 장치로 구성된 측정 장치를 이용하여 비행체의 자세, 가속도 및 비행 고도를 독립적으로 측정하였다. 마지막으로 이착륙 제어기의 실측 비행 고도와 선형화 상태 방정식 시뮬레이션을 비교하고 설계된 제어기가 자세 및 비행 고도에 미치는 영향과 결합 상태 방정식 선형화의 유효성을 분석하였다. 실험 결과, 실측 비행 고도의 평균값과 시뮬레이션 값이 2 mm 미만으로 차이 나며, 최대값은 시뮬레이션 값과 8 mm 차이가 있고, 실측 및 시뮬레이션의 비행 고도 변화 추세가 일치하여 설계된 이착륙 제어기가 시스템 제어 안정성 요구를 충족함을 나타낸다. 본 논문에서 설계한 이착륙 제어기 및 방법은 비행체의 이착륙을 효과적으로 제어할 수 있어 실용성이 있다.

비선형 시스템;비선형 제어기;틸트 듀얼 로터;무인기;관성 측정 장치