• 한국항공우주학회지
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• 제34권3호
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• pp.67-73
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• 2006

본 논문에서는 매개변수 추종기법과 모델추종 적응제어기법을 이용하여 재형상 모델 추종 비행제어기법을 제안하였다. 기준 모델을 추종하기 위하여 모델의 신호와 입력, 오차를 이용하여 적응제어기를 구성하였다. 고장이 발생하는 경우 시스템에 발생하는 불확실성에 대처하기 위해 시스템 식별기법을 도입하였으며, 역변환 계산의 용이성을 위해 회귀적 재귀 푸리에 변환기법을 사용하였다. 회귀적 재귀 푸리에 변환을 이용한 적응제어기법을 통해 고장에 능동적으로 대처하는 비행제어시스템을 구성하였으며, 항공기 제어면 파손을 모사하기 위하여 안정미계수 및 조종미계수 기법을 이용하여 고장을 정식화 하였다. 수치 시뮬레이션을 통해 제안된 제어시스템의 타당성을 검증하였다.

• 한국항공운항학회지
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• 제21권3호
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• pp.1-8
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• 2013

An application of adaptive flight controller is required for the non-linear and high uncertain system that configuration of tiltrotor aircraft is dramatically changed from rotary wing mode to fixed wing mode. In this paper, the applicable adaptive controller for the tiltrotor aircraft was designed using Neural Networks and DMI (Dynamic Model Inversion). The performance of the SCAS (Stability and Control Augmentation System) was simulated against manned military specification, using the fullscale model of 'Smart UAV(Unmanned Aerial Vehicle)' developed by Korea Aerospace Research Institute. And Neural Networks based adaptive controller was verified through its whole operating envelope using the established HQ (Handling Quality) criteria.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권5호
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• pp.416-422
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• 2016

본 논문에서는 연세대학교 천문우주학과 우주비행제어연구실에서 개발 중인 인공위성 편대비행 테스트베드에 대한 예비 성능분석 결과를 제시하였다. 동역학 모델에 포함되지 않은 동특성과 측정 잡음 등에 의한 불확실성의 영향을 받는 반작용 휠의 응답 성능을 향상시키기 위하여 간단한 1차 선형시스템을 기준 모델로 하는 적응제어기를 설계하였다. 또한 자세 측정값에 잡음이 포함된 환경에서도 원활한 제어를 수행하기 위해 최소제곱법 기반의 실시간 파라미터 추정기법을 이용하여 관성모멘트를 추정하였다. 수치 시뮬레이션과 하드웨어 실험을 통해 설계된 모델 기준 적응제어기의 적합성과 향후 적용가능성을 검토하였고, 전 시간에 걸친 자세 추적오차가 $0.25^{\circ}$ 이내에 머무는 것을 확인하였다. 하지만 하드웨어 실험을 통해 드러난 제어 입력에 대한 데드존의 영향을 줄이기 위해서는 인공위성 시뮬레이터의 설계 변경이 필요하다고 판단된다.

• 대한전기학회논문지
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• 제37권3호
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• pp.171-179
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• 1988

본 논문은 MRAC방식을 이용하여 비행체 조종장치의 제어기 설께에 관하여 다루었다. 적응제어 시스템의 구성은 NARENDRA와 VALAVANI가 제안한 구조를 토대로 하여 프랜트의 상대차수가 $n^{*}=2$인 경우에 대하여 고찰하였다. 비행체 조종장치는 단일 입.출력을 갖는 제어시스템으로 근사화하였고, 제어입력은 기준모델과 프랜트의 입.출력관계로부터 얻는다. 설계된 제어시스템의 타당성을 검토하기 위하여 프랜트가 애널로그 모델인 경우롸 비행자세를 나타내줄 수 있는 비행운동테이블을 포함하는 각각의 경우에 대하여 시뮬레이션하였고, 그 결과 검토하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권5호
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• pp.342-349
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• 2013

무인항공기가 외형손상을 입는 경우, 비행역학 특성이 변하기 때문에 손상 이전 설계된 제어기는 더 이상 안정적인 제어성능을 보장하지 않는다. 본 논문에서는 주익의 손상이 일어난 무인항공기에 대해서도 강건한 제어성능을 보장하는 신경회로망 적응제어기법을 소개한다. 구동기의 특성에 의한 제어기의 성능저하를 방지하기 위해 Pseudo Control Hedging (PCH)를 추가적으로 사용하였다. 기체고정좌표계의 중심이 항공기의 무게중심에 위치하지 않는 비대칭 동역학을 사용하였으며, 전익형 무인기를 대상 비행체로 하였다. 날개가 손상되지 않은 모델과 손상된 모델의 풍동시험을 통해 얻은 공력데이터를 이용하여 시뮬레이션을 수행하였다. 시뮬레이션의 결과를 통해 제안된 제어기법이 주익의 손상이 발생한 항공기에 대해서도 여전히 안정적인 조종성능을 보장하는 제어기법임을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권2호
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• pp.114-121
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• 2019

무미익 항공기는 꼬리 날개가 없기 때문에 일반적인 형태의 항공기에 비해 피탐성 낮으나 안정성이 좋지 않아 제어기를 설계하는 것이 쉽지 않다. 특히 비행 중에 임무장비 투하나 연료 소모 등에 의해 무게중심의 위치가 변화하는 것을 고려한다면 제어기 설계는 더욱 더 어렵게 된다. 본 논문에서는 이러한 문제점을 극복하기 위한 방법으로 L1 적응제어 방식을 제안하며 비선형 시뮬레이션을 통하여 제어기의 안정성과 성능을 검증하였다. 설계지표 선정을 위해 RPV Flying Quality Design criteria의 내용을 참고하였다. 시뮬레이션을 이용하여 급격한 관성량의 변화에 대해 설계된 적응제억기가 무미익 항공기 안정성을 유지하는 것을 보이고, 이득 스케쥴링 기법과 함께 사용 시 계산량이 줄어들 수 있음을 확인하였다.

• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권3호
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• pp.228-235
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• 2010

본 논문에서는 틸트로터 항공기의 회전익 모드에 대한 자율비행 유도제어 알고리즘을 적응제어기법을 이용하여 설계하는 것이다. 이를 위해 우선 출력기반 근사적 궤환선형화 기법을 통하여 알고리즘의 내부루프를 구성하고 그로부터 발생하는 모델오차를 단일 은닉층-신경망을 적용하여 상쇄하였다. 그리고 리아푸노프 안정성 이론에 따른 적응제어 갱신법칙은 선형 관측기를 기반으로 설계하였다. 나아가 외부루프는 경로점 유도법칙으로부터 생성되는 궤적을 추종하도록 하였으며 특히 엄밀한 자동착륙 궤적추종 성능 향상을 위하여 방향각 및 비행경로각 시선유도법칙을 설계하였다. 틸트로터 비선형 모델 시뮬레이션 결과는 콜렉티브 입력에서 보이는 순간적인 작동기 포화현상 이외에는 만족할 만한 안정성과 추종성능을 보여 주고 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권10호
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• pp.842-850
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• 2014

본 논문은 예측하지 못한 외부 환경 요소 변화로 인해 저하되는 비행 성능을 $L_1$ 적응 제어 기법으로 보상하는 궤적 추종 기법을 제안하였다. 제안된 궤적 추종 기법은 상대 거리를 이용하여 속도 명령을 생성하는 유도 법칙과 속도 명령을 추종하는 적응 제어 루프로 구성되어 있다. 경로 추종 성능을 향상시키기 위하여, 유도 법칙에서 생성한 속도 명령이 적응 제어기의 기준 입력이 되도록 설계하였다. 유도 법칙에서는 목표 궤적과 상대 거리와 그 변화량에 따른 가속도 명령이 생성되며, 이를 적분하여 속도 명령을 생성한다. $L_1$ 적응 제어 루프는 불확실성이 존재하는 환경에서 정밀한 경로 추종 성능을 보장한다. 제안된 경로 추종 시스템은 쿼드로터 항공기를 사용하여 수직 이착륙 및 이동 표적 추종과 같은 비행 실험으로 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권2호
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• pp.141-149
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• 2018

본 논문에서는 전익형 무인항공기의 복합손상을 고려한 신경망 적응제어기 연구 결과를 기술하였다. 여기서 복합손상이란 무인항공기의 주익과 수직미익의 동시 손상을 의미한다. 시뮬레이션을 통하여 종/횡축 불안정성과 비행역학 특성을 확인하였다. 이를 바탕으로 두 가지 형태의 역변환 제어기 기반 적응형 신경망 제어기를 설계하였다. 또한 두 가지 역변환 제어기 구조에 따라 무인항공기의 복합 손상 시 제어 성능 분석을 수행하였다. 역변환 제어기 구조에 따라서 일반 상황과 손상 상황에서 성능 차이를 확인하였다. 최종적으로 무인기에 발생된 복합손상으로 인한 항공기의 불안정성은 적용된 제어기를 통하여 극복할 수 있음을 확인하였다.