• 대한기계학회논문집A
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• 제40권1호
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• pp.1-8
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• 2016

본 논문에서는 기존의 관성안정화 플랫폼에서 보편적으로 사용됐던 PID 제어에 외란관측기를 적용하는 알고리즘 제안한다. 외란관측기 알고리즘을 적용하기 위하여 직접구동 모터로 구동되는 안정화 플랫폼 축의 관성모멘트와 축 마찰 특성을 실험적으로 구하고, 시뮬레이션과 실험결과를 비교하여 정확도를 검증하였다. 또한 차수와 상대차수가 다른 여러 가지 Q-filter 적용실험을 통하여 필터 특성에 따른 시스템의 안정성을 확인하였다. 본 논문에서 제안한 알고리즘은 6 자유도 시뮬레이터를 이용하여 차량 모션 인가실험을 통해 이중 PID 제어 루프의 결과와 비교/검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권1호
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• pp.55-61
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• 2009

본 논문은 검증된 수직발사 유도탄을 모델로 고려하여 개발하려는 수직발사 유도탄의 추력을 예측하는 방법을 제안한다. 개발하려는 수직발사 유도탄의 추력을 예측하기위해 모델에 상사법칙과 Pi 이론을 적용하였다. 검증된 수직발사 유도탄의 6-DOF 프로그램에 기반한 예측 결과와 개발하려는 수직발사 유도탄의 모의시험 결과를 비교하여 제안된 방법의 타당성을 검증하였다.

• International Journal of Naval Architecture and Ocean Engineering
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• 제7권2호
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• pp.346-363
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• 2015

We have performed integrated dynamics modeling for a supercavitating vehicle. A 6-DOF equation of motion was constructed by defining the forces and moments acting on the supercavitating body surface that contacted water. The wetted area was obtained by calculating the cavity size and axis. Cavity dynamics were determined to obtain the cavity profile for calculating the wetted area. Subsequently, the forces and moments acting on each wetted part-the cavitator, fins, and vehicle body-were obtained by physical modeling. The planing force-the interaction force between the vehicle transom and cavity wall-was calculated using the apparent mass of the immersed vehicle transom. We integrated each model and constructed an equation of motion for the supercavitating system. We performed numerical simulations using the integrated dynamics model to analyze the characteristics of the supercavitating system and validate the modeling completeness. Our research enables the design of high-quality controllers and optimal supercavitating systems.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권5호
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• pp.423-430
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• 2016

최근 국가공역 내 유 무인항공기 혼합운용 시 충돌 감지 및 회피, 통신두절 등의 다양한 문제가 예상된다. 따라서 본 연구에서는 EUROCONTROL의 BADA와 NASA의 성능 데이터를 기반으로 유인기와 무인기 혼합운용 및 ATC/ATM 시뮬레이션을 동시에 수행할 수 있도록 필요한 환경 구축과 동적 모델링을 수행하였다. 또한 구성한 모델의 검증을 위하여 6-DOF 비행모델과 세그먼트별 동일한 입력값으로 시뮬레이션을 수행하고, RMSE결과 비교를 통해 구성한 모델의 적합함을 확인하였다.

• 한국CDE학회논문집
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• 제17권5호
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• pp.333-341
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• 2012

Modeling and simulation is important for military training. People can feel perspective when stereoscope images are created using multi-channel visualizations. A submarine oscillates when the submarine is just below the surface of the sea, so that the reconnaissance becomes difficult. Also, the operator should read the information of the target within 6 seconds using the periscope. The operator must have experience. To solve these problems, stereoscopic multi-channel visualization has been tested. The iCAVE system of KAIST provides a large-scale screen, 7 PCs, and 14 projectors to create the stereoscope images. To simulate the motion of a submarine just below the ocean surface, a 4-DOF motion platform is used. The motion data is transmitted to the visual system and the motion platform through the UDP protocol. Variety of weather conditions are created using the Vega Prime software. The stereoscopic multi-channel visualization and the motion platform system created a realistic simulation system.

• 한국자동차공학회논문집
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• 제5권6호
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• pp.155-166
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• 1997

In this study, a simulation tool is developed in order to investigate non steady-state cornering performance of 6WD/6WS special-purpose vehicles. 6WD vehicles are believed to have good performance on off-the-road maneuvering and to have fail-safe capabilities. But the cornering performances of 6WS vehicles are not well understood in the related literature. In this paper, 6WD/6WS vehicles are modeled as a 18 DOF system which includes non-linear vehicle dynamics, tire models, and kinematic effects. Then the vehicle model is constructed into a simulation tool using the MATLAB /SIMULINK so that input/output and vehicle parameters can be changed easily with the modulated approach. Cornering performance of the 6WS vehicle is analyzed for brake steering and pivoting, respectively. Simulation results show that cornering performance depends on the middle-wheel steering as well as front/rear wheel steering. In addition, a new 6WS control law is proposed in order to minimize the sideslip angle. Lane change simulation results demonstrate the advantage of 6WS vehicles with the proposed control law.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권6호
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• pp.465-472
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• 2013

본 논문에서는 요구 위치에 정밀 착륙을 위한 낙하산 전개지점 선정 기법을 제안한다. 무인기-낙하산 시스템을 위해 9-DOF 운동 모델을 구성하였고, 신경회로망을 학습시키기 위한 입출력 데이터 셋을 구성하였다. 입력 데이터 셋은 현재 항공기 위치, 속도정보 및 바람 정보로 구성되어 있고, 출력 데이터 셋은 9-DOF 운동 모델을 시뮬레이션 하여 획득한 착륙 위치 정보이다. 이를 이용하여 nonlinear function approximator를 구성함으로써 현재 위치로부터 상대적인 착륙 지점을 예측할 수 있고, 예측된 착륙 지점과 요구 착륙 지점과의 상대적인 거리 오차를 계산하여 이를 보상해줌으로써 낙하산 전개 지점을 결정할 수 있다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제18권3호
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• pp.666-672
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• 2017

본 연구팀은 프레스 성형 공정에서 버텀 섀시 (bottom chassis)에 팸너트 (pem nut)를 고정하는 것과 같은 협소 공간 작업을 위한 6축 다관절 로봇을 개발하고 있다. 본 논문에서는 6축 다관절 로봇의 위치 제어를 위한 기구학 해석과 가반하중에 따른 위치 정밀도 파악을 위한 구조해석을 수행하였다. 먼저, 로봇의 Denavit-Hatenberg 파라미터를 정의하고, 정기구학과 역기구학 모델을 제시하였다. 기구학 모델은 Coppelia Robotics 사의 virtual robot experimentation platform (V-REP)을 이용하여 시각적인 시뮬레이션을 통해 검증하였다. 위치 정밀도 분석은 완전 펼침 상태와 완전 접힘 상태에서 자중에 의한 처짐량과 가반하중에 의한 처짐량에 대한 구조해석을 통해 수행하였다. 해석 결과, 최대 변형량은 완전 펼침 상태에서 자체 하중만 있는 경우 0.339 mm로 나타났으며, 5kgf의 하중이 장착된 경우에는 0.667 mm로 나타났고, 설계 조건 1 mm 내에 있음을 확인하였다. 또한, 최대 발생 응력은 축 2와 3을 연결하는 링크에서 22.05 MPa로 나타났고, 부품 재질을 고려할 때 이 값은 구조적으로 안전함을 확인하였다.

• 한국컴퓨터정보학회:학술대회논문집
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• 한국컴퓨터정보학회 2017년도 제56차 하계학술대회논문집 25권2호
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• pp.11-12
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• 2017

본 논문에서는 항공기 비행 자세를 직관적으로 이해하고 동작의 원리를 시각화 할 수 있는 비행 자세 시뮬레이터를 구현하였다. 항적 정보의 변화에 따라 6축 모션 플랫폼을 동작시키고, 자이로 센서로 부터 전달 받은 비행 자세를 시뮬레이터에 전달하여 시스템을 구성한다. 항공기의 자세를 분석하기 위하여 자이로 센서와 가속도 센서를 같이 사용하는데 자이로 센서는 적분과정의 누적오차가 발생하고 가속도 센서는 짧은 순간의 진동에 따른 노이즈가 심하여 상보 필터를 이용한 보정작업을 하였다. 산출된 센서 정보를 이용하여 6축 모터에 전달할 각도를 계산하여 모션 플랫폼을 동작시키게 되며 시각화 결과는 OpenGL을 이용하여 구현하였다. 본 연구의 결과는 향후, 항공관련 학생들의 교육 기자재로 활용될 수 있을 것으로 사료된다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제9권6호
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• pp.478-488
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• 2003

A guidance scheme that is suitable for controlling the aircraft flight path is proposed. The concept of miss distance which is commonly used in the missile guidance laws, and Lyapunov stability theorem are effectively combined to obtain the aircraft's trajectory-tracking guidance law. Guidance commands are given in terms of speed and flight path angles, but they perfectly reflect any position and velocity errors between real aircraft trajectory and reference one. The proposed guidance law is easily integrated into the existing flight control system. The new guidance law was extensively tested with various mission scenarios and the fully nonlinear 6-DOF aircraft model. Furthermore, the new guidance law was compared with previous guidance schemes in nonlinear simulation. Results from the numerical simulation show that the proposed guidance law yields better performance than previous ones.