• 정보처리학회논문지D
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• 제11D권3호
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• pp.617-624
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• 2004

최근의 소프트웨어 개발 기술은 조립 가능한 컴포넌트를 모아 복잡한 소프트웨어 시스템을 만드는 것을 가능하게 하고 있다. 그러나 효율성, 신뢰성이 있는 동적 형상을 지원하는 컴포넌트 기반 시스템을 개발하기에는 어려움이 있다. 컴포넌트에 대한 명세화 되지 않은 의존과 행위가 실체의 원인이 되고 있다. 따라서 컴포넌트 기반 소프트웨어 시스템은 컴포넌트간의 의존성 및 컴포넌트 요구사항을 표현하는 명백한 유지가 있어야 한다. 본 논문은 컴포넌트 서비스에서 배치, 상태보고 및 제어를 위한 컴포넌트 서비스 레포지토리를 설계하고, 기존에 연구된 컴포넌트 의존성 알고리즘의 커스터마이징을 통하여 동적 의존성을 지원하는 재형상 인터페이스 알고리즘을 제안하여 응용 프로그램의 다른 문맥을 재사용 할 수 있도록 하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권4호
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• pp.44-52
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• 2003

형상기억합금은 스마트 구조물에서 작동기로 널리 쓰인다. 형상기억합금은 초기변위를 부고 열을 가하게 되면 단위 부피당 큰 회복력과 변위를 발생한다. 형상기억합금의 이론 특성은 인공근육, 작동기, 소음 및 진동감쇠, 형상의 변형 제어 등에 응용될 수 있다. 본 논문에서는 형상기억합금의 3차원 비선형 구성방정식을 이용하여 재료의 거동특성을 해석하고, 형상기억합금이 부착된 스마트구조로 응용될 수 있는 공기 흡입 덕트, 항공기 및 잠수함 동체 등의 구조를 압력이 존재하는 원형 및 복원을 해석하였다. 수치해석결과, 형상기억합금 엑츄에이터가 내압 하에서 작동하자 단면은 변형전의 모습(낮은 응력상태)으로 회복되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권5호
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• pp.464-469
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• 2009

본 연구에서는 기존의 초음속 고등훈련기 재형상 모드에 모델추종 적응제어 기법을 적용하여 새로운 개념의 고장허용 제어기를 설계하였다. 실제 비행제어 시스템에 적용할 수 있도록 제어기 설계와 자동 탑재코드 생성에 사용되고 있는 시스템을 이용하여 제어기를 구현하였다. 초음속 고등훈련기의 비실시간 비선형 검증도구로 사용되고 있는 프로그램을 이용하여 시뮬레이션을 수행하여 성능을 검증하였다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제9권2호
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• pp.99-106
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• 2003

A new reconfigurable model following flight control method based on direct adaptive scheme is presented. Using the timescale separation principle, both the inner-loop and the outer-loop states are controlled simultaneously. For the timescale separation assumption to be satisfied, the inner-loop model dynamics is set to be fast whereas the outer-loop model dynamics is set to be relatively slow. The stability and convergence of the proposed control law is proved by Lyapunov theorem. One of the merits of the proposed reconfigurable controller is that the FDI process and the persistent input excitation are not necessary, which is suitable for the flight control system. To evaluate the reconfiguration performance of the proposed control method, numerical simulation is performed using six degree-of-freedom nonlinear dynamics.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제13권5호
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• pp.422-428
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• 2007

This paper presents a neural network based adaptive control approach to a reconfigurable flight control law that keeps handling qualities in the presence of faults or failures to the control surfaces of an aircraft. This approach removes the need for system identification for control reallocation after a failure and the need for an accurate aerodynamic database for flight control design, thereby reducing the cost and time required to develope a reconfigurable flight controller. Neural networks address the problem caused by uncertainties in modeling an aircraft and pseudo control hedging deals with the nonlinearity in actuators and the reconfiguration of a flight controller. The effect of the reconfigurable flight control law is illustrated in results of a nonlinear simulation of an unmanned aerial vehicle Durumi-II.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제10권10호
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• pp.899-906
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• 2004

In this paper, fault tolerant algorithm is presented for a servo manipulator system. For fault tolerance of a servo manipulator system, reconfiguration algorithm accommodating a motor's failure has been presented. The algorithm considers a transport's degree of freedoms as redundant joints of a servo manipulator. The reconfiguration algorithm recovers the end effector's motion in spite of one motor's failure A modified pseudo inverse redistribution method has been proposed for the reconfiguration algorithm. Numerical examples and hardware tests have been presented to verify the proposed methods.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제14권12호
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• pp.1244-1252
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• 2008

This paper presents the analysis results obtained by the flight test of reconfiguration flight control system for an aircraft. The reconfiguration flight control system was designed by using control allocation scheme that automatically distributes the demanded control moments determined by control law to each actual control surface. In this paper, some control allocation algorithms for reconfiguration control of general aircraft with redundant control surfaces are summarized and their performance evaluation results through nonlinear simulation and Hardware-In-the-Loop-Simulation (HILS) test are shown. Also, Unmanned Aerial Vehicle (UAV) system adopted as a platform for the flight test of reconfiguration flight controller and the implementation procedure of reconfiguration flight controller into real-time UAV system were introduced. Finally, flight test results were analyzed.

• 한국표면공학회:학술대회논문집
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• 한국표면공학회 2012년도 춘계학술발표회 논문집
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• pp.293-294
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• 2012

탄소섬유 복합재의 기계적 강도를 높이기 위하여 탄소섬유상에 ZnO 나노구조체를 도금하는 연구를 수행하였다. 전기도금을 이용하여 정전위법으로 탄소섬유상에 ZnO 나노구조체를 도금시킨 후 에폭시 YD-128과 경화제 KBH1089를 이용하여 탄소섬유 복합재를 제작하였다. 제작된 탄소섬유 복합재는 실험규격 ASTM D2344를 준수하였으며 ILSS(Interaminar Shear Strength)시험으로 강도를 측정하였다. 본 연구결과 탄소섬유에 인가되는 coulomb양을 조절함으로서 ZnO 나노구조체 형상을 제어할 수 있었으며, 일반탄소섬유 복합재와 ZnO 나노구조체가 도금된 탄소섬유 복합재의 강도를 비교하였을 때 ZnO 나노구조체가 도금 된 탄소섬유 복합재에서 더 높은 강도 값을 얻을 수 있었다.

• 한국공작기계학회:학술대회논문집
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• 한국공작기계학회 2003년도 추계학술대회
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• pp.277-282
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• 2003

The growth-strain method was applied to cutout optimization in laminated composite plates. Since the growth-strain method optimizes a shape by generating the bulk strain to make the distributed parameter uniform, the distributed parameter was chosen as Tsai-Hill value. In this study, of particular interest is to see whether the growth-strain method developed for shape optimization in isotropic media would work for laminated composite Plates. In volume control of the growth-strain method, it makes Tsai-Hill value at each element uniform in laminated composite plates under the predetermined volume. The shapes optimized by Tsai-Hill fracture index were compared with those of the initial shapes for the various load conditions and predetermined volumes of laminated composite plates. As a result, it was verified that volume control of the growth-strain method worked very well for cutout optimization in laminated composite plates.

• 기계저널
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• 제29권3호
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• pp.294-305
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• 1989

소성가공 공정설계의 컴퓨터를 이용한 최적설계를 위하여 선결되어야 기술적 과제를 (i) 구성방 정식, (ii) 윤활 및 마찰조건, 그리고 (iii) 적응적 유한요소망 재구성법 등 3가지 분야로 대별하여 논의하였다. 적절히 선택된 마찰/구속조건 등 경계조건 (boundary condition) 과 적절한 유한 요소망의 구성을 통하여 최종제품의 형상을 만들어내기 위한 금형의 형상 등을 유한요소법으로 해석하여 공정설계상의 시행착오의 범위와 횟수를 줄일 수 있다(7,8). 또 하나의 예로서 자동 차의 자체 등 비교적 대형의 판재가공에서 펀치에 의한 본격적인 가공행정이 이루어지기 전에 판재 자체가 중력에 의하여 처지게 되는데 이러한 중력에 의한 피가공재의 초기 처짐은 최종제 품의 형상에 직접적인 영향을 주게 된다. 이 경우 기존의 유한요소 해석 기법을 사용하여 초 기처짐을 제어하기 위한 판재의 가공전 고정용 금형(binder wrap)의 최적설계를 훌륭히 수행할 수 있다. 이같이 현재의 유한요소 해석법은 많은 기술적 과제를 지니고 있으나 동시에 소성가 공의 컴퓨터 응용설계를 실현하기 위한 궁극적 도구로서 매우 큰 활용 잠재력을 지니고 있다.