틸팅형 쌍회전익 항공기의 이착륙 제어 전략을 개선하기 위해 비행 제어 시스템 내 이착륙 제어기와 비행 검증 실험을 설계하였다. 먼저 항공기의 비선형 동역학 방정식을 바탕으로 일반화 힘과 자세 결합의 비선형 요인이 이착륙 제어기의 안정성에 미치는 영향을 연구하였고, 일반화 힘과 자세 곱 항을 포함하는 결합 상태 방정식을 선형화하여 시스템 제어 최적화를 위한 피드백 이득 행렬을 구하였다. 그런 다음 실제 이착륙 과정에 대해 기내 관성 측정 장치와 초음파 거리 측정 장치로 구성된 측정 장치를 이용하여 항공기의 자세, 가속도 및 비행 고도를 독립적으로 측정하였다. 마지막으로 이착륙 제어기의 실측 비행 고도와 선형화 상태 방정식의 시뮬레이션을 비교하고 설계된 제어기가 자세와 비행 고도에 미치는 영향 및 결합 상태 방정식 선형화의 유효성을 분석하였다. 실험 결과는 실측 비행 고도 평균값과 시뮬레이션 값이 2 mm 미만 차이, 최대값과 시뮬레이션 값이 +8 mm 차이, 실측 비행 고도와 시뮬레이션의 변화 추세가 일치하며 설계된 이착륙 제어기가 시스템 제어 안정성 요구를 충족함을 보여준다. 본 논문에서 설계한 이착륙 제어기와 방법은 항공기의 이착륙을 효과적으로 제어할 수 있으며 실용적 가치가 있다.

비선형 시스템; 비선형 제어기; 틸팅 쌍회전익; 드론; 관성 측정 장치