• 전기전자학회논문지
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• 제23권1호
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• pp.266-272
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• 2019

멀티콥터는 수직 이착륙 할 수 있다는 장점 때문에 활용이 증가하고 있으며 이러한 멀티콥터의 정상적인 동작을 위해서는 고장 검출과 분리 문제가 매우 중요하다. 본 논문에서는 해석적 방법에 기반하여 헥사콥터 구동기의 고장을 검출하고 분리하는 새로운 방법을 제안한다. 제안한 방법에서는 헥사콥터의 수학적 모델로부터 추정한 구동기의 각속도를 이용하여 잔차를 새롭게 정의하고 생성된 잔차와 문턱값을 비교하여 구동기의 고장을 검출한다. 고장이 검출되면 헥사콥터의 동역학 모델과 생성된 잔차를 결합하여 고장을 분리한다. 제안한 방법은 수학적 모델을 기반으로 하여 간단하면서도 효과적이다. 헥사콥터 구동기의 단일 고장 상황을 가정한 시뮬레이션을 통해 제안한 방법의 유효성을 검증하였다.

• 전기의세계
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• 제40권3호
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• pp.57-61
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• 1991

계통에 대한 정보, 즉 구간의 부하 상태, 차단기 및 스위치들의 현 개폐상태, 그리고 고장 검출기 동작상태 등은 통신망을 통하여 중앙 제어소로 전송되어지며 계통운용의 책임을 지고 있는 오퍼레이터(operator)는 이들 정보를 근거로 하여 계통의 현 상황을 파악하여 적절한 조치를 취하게 된다. 좀 더 자세히 말하면, 먼저 고장이 발생하지 않은 평상시(normal state)에는 계통의 부하 상태를 감시하여 운전손실 및 전압강하를 최소화 하는 계통으로의 변경을 원격조정 스위치 조작을 통하여 쉽고도 신속하게 실행시킴으로써 보다 효율적이고 경제적인 계통운전을 이룩할 수 있게 될 것이다. 또한 선로에 고장이 발생했을 경우, 변전소 차단기가 트립되기 전의 고장전류를 경험하게 되는 위치에 있는 스위치의 고장 검출요소(FD)가 동작하게 되며, 이러한 고장 검출기 동작상태, 스위치들의 현 개폐 상태 및 차단기의 트립 정보등은 중앙 제어소로 전송되어지며 오퍼레이터는 이들 정보로부터 고장구간을 판별하여 원격 조정 스위칭을 통하여 고장구간을 신속히 분리시키고, 정전구역에 대하여 운전 제약 조건을 위반하지 않는 복구계획을 수립하여 실행함으로써 보다 빠른 고장 위치 판단과 사고복구를 실현할 수 있으며 수용가의 공급 지장 시간을 최대한도로 줄여 배전 계통의 공급신뢰도를 높일 수 있다. 고장 발생시 이와 같은 일련의 과정은 크게 고장 구간 판별(Fault Location Identification) 및 정전 복구(Service Restoration)로 나눌 수 있으며 각각에 대하여 다음에 기술한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권3호
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• pp.57-64
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• 2005

2자유도 관성센서는 두 입력축이 기계적으로 연관되어 있기 때문에 해당하는 관성센서의 두 입력축에 동시에 고장이 발생할 확률이 매우 높다. 따라서 하드웨어 여분만으로 고장검출 및 분리를 수행하기 위해서는 최소한 4개의 관성센서를 사용하여야 한다. 2자유도 관성센서를 3개 중첩해서 사용하는 경우 기존의 하드웨어 여분기법으로는 고장검출은 가능하나 고장분리가 불가능하다. 본 논문에서는 이러한 문제점을 개선하기 위해서 비선형 필터인 Unscented Kalman Filter를 이용하여 얻은 정보를 해석적 여분으로 활용하여, 하드웨어 여분과 해석적 여분을 동시에 고려한 복합 고장검출기법을 제안하였다. 제안한 복합 고장검출기법의 성능을 검증하기 위해서 비선형 항공기 수치 시뮬레이션을 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권12호
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• pp.1225-1231
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• 2009

인공위성의 반작용 휠 클러스터는 보통 4개의 반작용 휠로 구성이 된다. 각각의 반작용 휠은 인공위성의 자세 축과 일치하게 배치되지 않기 때문에 하나의 반작용 휠에 고장이 일어난 경우 반작용 휠 자체의 센서를 이용한 방법 외에는 고장 분리가 매우 어렵다. 본 논문에서는 이중 필터를 이용하여 고장 검출에 효과적인 파라미터를 구성하고, 인공위성의 반작용 휠 각각이 정지 고장을 일으킬 경우를 가정하여 이중 필터와 다중 가설 필터를 이용하여 반작용 휠의 고장분리기를 설계하였다. 또한 이를 4개의 반작용 휠로 자세제어가 이루어지는 인공위성 시스템에 적용한 시뮬레이션으로 고장 검출 및 분리 성능이 향상되는 것을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권12호
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• pp.1040-1047
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• 2012

본 논문에서는 소형 고정익기의 고장 발생시기와 부품 교체시기를 예측하여 유지보수 비용을 절감하고 정비 효율을 높이기 위하여 ANPSD와 PCA, 그리고 GC 방법을 이용하여 조종면의 고장에 대하여 이를 검출하고 위치와 정도를 분리하는 알고리즘을 제안하였다. 이때 ANPSD는 주파수 영역에서의 진동 분석을, PCA는 ANPSD의 중요 정보 추출을, GC는 고장 검출 및 분리 시의 오류 최소화를 위하여 사용되었다. 또한 모형 항공기에 가속도 센서를 부착하여 정상인 경우와 힌지 고장이 발생한 경우에 대하여 실제로 측정한 결과에 이와 같은 알고리즘을 적용한 결과 해당 알고리즘이 고장을 검출하고 분리하는 데에 적합함을 보였으며 제안된 알고리즘을 적용할 경우에 발생 가능한 문제들에 대하여 이를 완화할 수 있는 대응책을 함께 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권9호
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• pp.72-79
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• 2004

발사체 상단에 대한 추력기 고장 진단 방법을 개발하였다. 고장 발생시 발사체를 보호하기 위해 고장을 검출 및 진단하고 발사체 제어기를 재구성하는 것이 필요하다. RCS를 사용하는 발사체 상단의 추력기 고장을 검출하기 위해 해석적 방법이 적용되었다. 추력기 고장 형태(가스 누출, 노즐 잠김)에 상관없이 시스템에 적용할 수 있는 고장 검출 구조가 제안되었다. PILS를 이용하여 얻은 결과로부터 발사체 상단에 대해 제시한 고장 진단 방법이 타당함을 보였다.

• 항공우주기술
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• 제6권2호
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• pp.150-156
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• 2007

본 논문에서는 2축 자유도를 갖는 동조자이로 3개가 직교배치를 이루고 있는 관성항법 장치의 관성센서 고장검출기법에 대해 다루었다. 특히 동조자이로 고장특성을 고려하여 동조자이로 입력 축에 대한 고장 판단보다는 자이로 단위의 고장 판단을 수행하였으며, 보다 신뢰성 있는 고장 판단을 위해 검출할 고장 크기에 따른 개별 고장검출 모듈을 설정하였다. 큰 고장 감지는 현재 순간의 관성센서 정보만을 이용하는 방법을 이용하여 짧은 시간내에 고장판단이 가능하도록 하였으며, 작은 고장감지는 과거부터 현재까지 누적된 정보를 순차적으로 사용하여 고장판단에 소요되는 시간은 다소 길지만 보다 신뢰성 있는 고장정보를 제공하도록 하였다. 동조자이로 고장특성 및 고장 크기에 따른 개별 고장검출 모듈을 통해 성공적인 관성센서 고장검출이 가능함을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권11호
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• pp.943-951
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• 2015

관성센서는 항법 시스템에서 매우 중요한 요소로서, 다수의 관성 센서를 특정한 기하학적 형상으로 배치하여 시스템의 성능과 신뢰도를 향상시킬 수 있다. 이 때 시스템 신뢰도 향상을 위한 고장검출 및 분리는 배치된 각 센서의 신호를 비교하여 이루어지며, 몇 가지 형태에 대한 최적 조건이 알려져 있다. 본 논문에서는 다중원추 배치형상을 제시하여 항법 최적성능을 위한 조건을 정리하고, 이러한 조건 하에서 기존에 정의된 성능지표를 사용하여 고장검출 및 분리 성능을 분석하였다. 성능지표 비교 결과, 다중 원추배치 형상이 이전에 제시된 다른 형상들보다 고장검출 및 분리 성능 측면에서 더 뛰어나다는 것을 확인하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제7권3호
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• pp.140-148
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• 2004

Fault detection and isolation(FDI) and reconfigurable flight control system provide better survivability even though actuator faults occur. In this study, a new fault detection and isolation algorithm is proposed using fuzzy logic. When the FDI system detects the actuator fault, the fuzzy logic investigates the state variables to find which actuator has fault. Proposed fuzzy detection algorithm detect not only a single fault but also multiple faults. After detecting the fault, the reconfigurable flight control system begins operating for compensating the effects of the fault. A numerical simulation using six degree-of-freedom nonlinear aircraft model is performed to verity the performance of the proposed fault detection and isolation scheme.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권5호
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• pp.349-357
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• 2022

무인항공기의 비행조종컴퓨터는 비행 안전에 필수적인 장비로써 개발 단계에서부터 신뢰성과 안전성의 확보가 필수적이며, 고장 발생 시에도 정상적으로 기능을 수행할 수 있는 다중화 기반의 고장관리 설계가 요구된다. 무인기의 경우에는 비용, 무게, 전력소모 등을 감소하기 위하여 비행조종시스템의 이중화 설계를 고려하지만, 고장관리를 위한 고장 검출 및 분리 설계에 많은 제약이 있다. 본 논문에서는 무인기용 이중화 비행조종컴퓨터의 신뢰성을 향상시키기 위한 고장 검출 및 고장 분리를 위한 고장관리 설계 방안을 제안한다. 그리고 고장관리 설계를 적용해 개발한 비행조종컴퓨터는 통합시험환경에서 기능 시험을 수행하고 HILS 환경에서 고장 영향성 확인 시험을 수행한 후 무인기에 탑재하여 비행시험을 통해 그 신뢰성을 검증하였다.