• Journal of the Korea Society for Simulation
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• v.28 no.1
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• pp.93-98
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• 2019

In case of unmanned aerial vehicles used in modern society, there has been a problem where a human operator should be still needed to control the UAV because of a lower level of autonomy. In this paper, genetic algorithm is selected as a methodology for the autonomy accomplishment and then we verify a possibility of UAV autonomy by applying the GA. The landing is one of the important classical tasks on aerial vehicle and the lunar Landing is one of the most historical events. Autonomy possibility of computer-simulated UAV is verified by landing autonomy method of a falling body equipped with a propulsion system similar to the lunar Lander. When applying the GA, the genom is encoded only with 4 actions (left-turn, right-turn, thrust, and free-fall) and applied onto the falling body, Then we applied the major operations of GA and achieved a success experiment. A major contribution is to construct a simulated UAV where an autonomy of UAV can be accomplished while minimizing the sensor dependency. Also we implemented a test-bed where the possibility of autonomy accomplishment by applying the GA can be verified.

• Proceedings of the KAIS Fall Conference
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• 2011.12b
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• pp.471-474
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• 2011

본 연구에서는 신뢰성과 효율성을 보장하는 축소기법을 기반으로 비행체 윙의 최적화 기법을 제안한다. 본 연구에서 사용하는 축소기법은 주자유도 기반으로 시스템을 구축하기 때문에, 구조물의 거동에 대해 지배적인 자유도를 잘 선정하는 것이 매우 중요하다. 잘 구성된 축소시스템은 최적화 과정에서 반드시 필요한 민감도 계산에서도 정확한 결과를 제공한다. 본 연구에서는 주자유도 선정을 위해 기존연구에서 신뢰성이 검증된 2단계 축소방법을 사용하였고, IRS에 의해 최종시스템을 구축하였다. 수치예제에서는 구속조건으로 부과되는 등가응력, 고유치 및 민감도는 모두 축소시스템 기반으로 구해지며, 최종적으로 제안된 기법을 통해 구속조건을 잘 만족하면서 목적함수에 대한 최적 결과를 얻을 수 있음을 보인다.

• The Transactions of the Korean Institute of Electrical Engineers
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• v.32 no.10
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• pp.367-375
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• 1983

An extended Kalman filter (EKF) algorithm for estimating aerodynamic parameters from missile flight data is evaluated using simulated test data. The algorithm includes a general purpose 6-DOF missile airframe suitable for representing a variety of missile configurations. The EKF is demonstrated to be well suited as a postflight analysis tool for extracting large numbers of airframe parameters from flight test measurements. A structure identification algorithm is evaluated using synthetic measurement data. This algorithm used in conjunction with the parameter identification algorithm, can select that model from a family of candidate models which most likely produced the synthetic measurement data.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.46 no.4
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• pp.290-296
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• 2018

In this study, the cold test and the numerical analysis were carried out according to the shape parameters of the test model in order to confirm the operation range of high altitude environment simulation test facility for the supersonic vehicle. The blockage ratio, angle and length ratio were considered as the design parameters. The blockage rate is expected to be limited in the region of more than 40% due to the normal shock and expansion fan. It was confirmed that the angle of model should be selected at the size of 45 degrees or less due to the influence of the strong shock wave. There was no difference in performance between the lengths of 8 times the model diameter. Finally, we obtained the performance database according to the shape parameters of the conical test model and confirmed the operable range of the semi-freejet type high altitude environment simulation test facility.

• 월간 기계설비
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• s.235
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• pp.41-46
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• 2010

인천국제공항에서 불과 15분 거리며 비행거리 3시간 반 이내에 중국, 러시아, 일본 등을 빠르게 오갈 수 있는 곳. 바로 송도 국제도시이다. 지금 송도가 새롭게 변신하고 있다. 머지않아 송도는 한국을 동북아시아의 비즈니스 허브로 자리매김하는 데 핵심적인 역할을 할 것으로 예상된다. 송도는 송도국제업무단지 경제자유구역으로 지정된 세계 최초의 신(新) 지속 가능 개발 도시이다. 여러 종류의 주거용 건물과 상가 건물 및 학교뿐만 아니라 건강관리 시설과 쇼핑 외식 엔터테인먼트 시설까지 전세계에서 영감을 얻은 마스터플랜에 따라 최대의 시너지 효과를 내도록 설계되었다. 또한 건축물과 대중교통의 연계선 및 건물 설계상의 에너지 저감, 모든 종류의 녹지 공간 및 주거 공간의 효율적인 인프라 등 대규모 친환경 설계에 대한 새로운 기준이 되고 있다. 송도국제업무단지에서는 세계 최고 수준의 친환경 도시를 건설하기 위하여 대부분의 프로젝트에 LEED인증을 추진하고 있다. 본지는 인천 송도지구 개발의 기본 방향과 계획에 대해 살펴보고 특히 국제업무단지의 친환경 설계와 구체적인 설비기술에 대해 알아본다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 2000.10a
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• pp.92-92
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• 2000

Helicopter offer the signigicant advantage over traditional air vehicles, in that the provide extended maneuverability, such as vertical climb, hovering, longitudinal and lateral flight, hovering turns and bank turns. But helicopter have the strong cross couplings and nonlinearities for each lateral, longitudinal and rotational motion mutually. However, it is possible to ignore this couplings for the hovering condition, so using this properties we can control the attitude of helicopter. That is, by implementing the dynamic of each rotational axis(roll, pitch, yaw) of independent mutually, 3-DOF(degree of Freedom) attitude control for the helicopter is possible. In this paper, we identify decoupled input-coutput relations of each three rotational axis about the helicopter mounted on the 3-DOF gimbal by experiment, and on these basis implement 3-DOF attitude controller using the PID control method.

• 한국가시화정보학회:학술대회논문집
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• 2004.04a
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• pp.19-28
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• 2004

유동장의 특성을 구분할 수 있는 척도는 평균자유행로와 특성거리의 비인 누센수이다. 누센수에 따라서 유장은 연속체영역, 미끄럼영역, 천이영역, 및 자유분자영역으로 나누어진다. 고고도에서 비행체 주위의 유동장, 진공에서의 유동장 등이 비연속체영역 즉 저밀도유동장에 해당된다. 비연속체영역에 해당되는 또 다른 중요한 분야는 미세 유동장이다. 최근에 관심이 대두되고 있는 미세항공기(MAV)와 실리콘혁명 이래 유망한 미래기술중의 하나인 MEMS 장치 주위의 유동장 등이 바로 미세 유동장이다. 비연속체영역에서 유체의 이동 및 전달현상을 기술하기 위하여는 Boltzmann 방정식을 해석하여야한다. Navier-Stokes 방정식을 이용한 기존의 CFD 기법이 적용되지 않는 새로운 유동영역이기 때문이다. 본 발표에서는 Boltzmann 방정식의 유력한 해법인 직접모사(Direct Simulation Monte Carlo)법을 이용한 저밀도 유동장 해석이 소개될 것이다. 또한 직접모사법이 이용되기 어려운 다양한 저속 유동장에 대한 해석결과도 소개될 것이다.

• Journal of the Korean Society for Precision Engineering
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• v.12 no.4
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• pp.39-45
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• 1995

본 논문은 복수 집중질량을 갖고 제어 종동력을 받는 자유 Timoshenko보의 동적 안정성에 관한 것으로, 비행중의 미사일이나 로켓의 연료탱크, Payload등의 기계장치부를 복수의 집중질량으로 간주하여 이러한 항공우주 구조물들이 추진력인 종동력을 받을때에 대한 계의 동적 안정성을 판별한다. 수학적 모델에 대한 운동방정식은 확장된 해밀톤 원리를 이용한 유한요소법에 의해 유도되며, 복수 부가질량의 위치 및 크기변화, 센서의 위치 및 게인(gain)의 변화에 따른 계의 안정성 지도(stability maps)를 보여준다. 또한 보의 전단 변형이나 회전관성의 효과 뿐만아니라, 추질력의 방향이 제어되는 경우와 제어되지 않는 경우에 대한 최대 추진력 값이 수치 시뮬레이션을 통해 예측된다.

• Proceedings of the KSME Conference
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• 2005.11a
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• pp.185.1-185.1
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• 2005

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 1996.10b
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• pp.1304-1307
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• 1996

In this paper, we present a robust Two Degree of Freedom (TDF) $H_{\infty}$ controllers for a missile system. The feedback controller is designed to meet robust stability and disturbance rejection specifications while the prefilter is used to improve the robust model matching properties of the closed loop system. As the perturbed model, we use the normalized coprim factor perturbations. These controllers are designed using $H_{\infty}$ optimization procedures, and applied to a missile model via simulation.