• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
• /
• 제어로봇시스템학회 1997년도 한국자동제어학술회의논문집; 한국전력공사 서울연수원; 17-18 Oct. 1997
• /
• pp.1651-1654
• /
• 1997

Restiction of vertical and lateral accelerations is one of the very important requierments which has to be satisfied on the practice of automatically controlled flights of the civil aviation passenger planes. This goal could be achived on the basis of the optimization procedure using specilly constructed quadratic performance index. In the report the application of this procedure to the parameteric optimization of the control laws with known structure for autopilot of midium-size aircraft in the level flight model is demonstrated. Performance index is calculted on the basis of the controllability grammian. Results of simulation of control processes in the lateral and longitudinal channels sre represented.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
• /
• 제12권1호
• /
• pp.16-23
• /
• 2011

In this paper, nonlinear model predictive control (NMPC) is addressed to develop formation guidance for multiple unmanned aerial vehicles. An NMPC algorithm predicts the behavior of a system over a receding time horizon, and the NMPC generates the optimal control commands for the horizon. The first input command is, then, applied to the system and this procedure repeats at each time step. The input constraint and state constraint for formation flight and inter-collision avoidance are considered in the proposed NMPC framework. The performance of NMPC for formation guidance critically degrades when there exists a communication failure. In order to address this problem, the modified optimal guidance law using only line-of-sight, relative distance, and own motion information is presented. If this information can be measured or estimated, the proposed formation guidance is sustainable with the communication failure. The performance of this approach is validated by numerical simulations.

• 한국항공운항학회지
• /
• 제23권1호
• /
• pp.67-73
• /
• 2015

The previous limited authority system capable of implementing attitude command response type and translational command response type by operating SAS actuator has the problem of early saturation of SAS actuator since SAS actuator should compensate the mechanical linkage displacement caused by control sick movement. In this paper, a limited authority system where flight control computer receives the command from the control stick which is not connected to the mechanical linkage is described. In this system the compensation by the SAS actuator is not necessary and SAS actuator saturate later. SAS actuator saturation problem can be further relaxed by using the trim actuator. This new limited authority system is applied to BO-105 model, simulation is performed for the doublet input and pirouette maneuver is also simulated and analyzed.

• 제어로봇시스템학회논문지
• /
• 제6권10호
• /
• pp.936-941
• /
• 2000

Advanced space transportation systems, such as the National Aerospace Plane or an Orbital Transfer Vehicle, have atmospheric maneuvering capabilities. For such vehicles the use of aeroassisted orbital transfer from a high Earth orbit to a low Earth orbit, with unpowered flight in the atmosphere, has the potential for significant fuel savings compared to exoatmospheric Hohmann transfer. However, to exploit the fuel savings that can be achieved by using the Earths atmosphere to reduce the vehicles energy, a guidance law is required, and it must be able to handle large unpredictable fluctuations in atmospheric density, on the order of ${\pm}$50% relative to the 1962 US Standard Atmosphere. In this paper aeroassisted orbital transfer is considered as a differential game, with Nature controlling the atmosphere density to yield a worst case (min-max fuel required) atmosphere, from which the guaranteed playable set boundary are achieved. Inside the playable set, it is guaranteed that the vehicle achieves the optimal atmospheric exit condition for the minimum fuel consumption regardless of the atmospheric density variations.

• 한국항공운항학회지
• /
• 제21권4호
• /
• pp.34-40
• /
• 2013

Attitude command response type required for enhanced handling qualities of helicopter can be implemented by mechanical automatic flight control system with SAS actuators which have limited authorities. However, the early saturation of SAS actuator hinders the helicopter from following the attitude command for large stick command. Auto-trim controller can delay SAS actuator's saturation by utilizing trim actuators and allows the attitude command response type for larger stick command. This paper describes the control law for limited authority system of helicopter with auto-trim. Limited authority system is applied to BO-105 linear dynamic model and simulation is performed along with handling quality analysis.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제31권7호
• /
• pp.75-84
• /
• 2003

본 논문에서는 모델링 오차나 공력계수의 불확실성이 포함되어 있는 항공기 시스템에 대해서 신경회로망을 이용한 새로운 비선형 제어시스템 설계기법을 제안하였다. 비선형 적응제어법칙을 이용하여 신경회로망의 연결가중치를 변화시켰으며, 슬라이딩 제어법칙을 이용하여 신경회로망의 추정오차를 보상하였다. 제어시스템의 성능을 결정짓는 제어 매개변수들과 신경회로망 구조를 설계하기 위한 방법을 제안하였으며, 유전자 알고리듬을 이용하여 제어 매개변수들과 신경회로망 구조를 최적화하였따. 신경회로망의 구조탐색에 적합하도록 다수의 개체군을 형성하여 개체와 군이 동시에 전화하도록 하였다. 제안된 유전자 알고리듬에 의해 최적화된 구조를 갖는 신경회로망을 이용한 제어시스템을 항공기 종운동 모델에 적용하여 성능을 검증하였다.

• 한국항행학회논문지
• /
• 제22권6호
• /
• pp.537-544
• /
• 2018

항공기 개발 및 개조를 위한 비행시험 또는 항행안전시설 및 관련 구성품 개발을 위한 비행 검사 등을 위한 목적으로 국가종합 비행성능시험장 구축이 추진되고 있다. 비행시험 업무는 특성상 안전 리스크가 높기 때문에 운용에 앞서 철저한 리스크 관리 프로세스의 엄격한 적용이 요구되고 있다. 또한 비행시험장은 현행법상으로 비행장 규정을 적용받기 때문에 안전관리시스템을 도입하면 일반 공항처럼 안전이 제고될 것이다. ICAO 기준을 기반으로 한 안전관리시스템 구축은 비행시험장의 안전하고 원활한 운영을 위한 최적의 보증 수단으로서, 비행시험 시에 발생할 수 있는 리스크를 크게 완화할 것이다. 본 논문에서는 비행시험장 안전관리에 요구되는 리스크 평가 및 완화 방안을 중점적으로 다루었다. 이전 연구에서 식별된 비행시험 위해요인에 대하여 리스크 평가를 실시하였다. 그리고 고 리스크 군의 위해요인을 선별한 후 회피, 감소, 수용, 통제 등의 리스크 완화 기법을 적용한 비행시험 리스크 경감 방안을 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제34권6호
• /
• pp.83-91
• /
• 2006

현대의 고성능 전투기는 공력성능 및 조종성능의 향상을 위하여 대부분 세로축 방향으로 항공기를 불안정하게 설계하는 정안정성 완화 개념을 채택하고 있다. 비행제어법칙의 설계 작업은 불안정하게 설계된 항공기에 안정성을 부여하고, 주어진 비행임무에 대하여 만족스런 조종성능을 발휘할 수 있도록 비행성능을 조작하는 일련의 과정이다. 세로축 무게중심은 무장형상, 연료상태 및 착륙장치의 위치에 영향을 받으며 항공기 안정성에 많은 영향을 미친다. 따라서 무게중심의 이동은 세로축 안정도 여유에 영향을 미친다. 본 논문에서는 운용 시에 발생 가능한 최대 후방 무게중심에 대해 항공기 안정성을 해석하였고, 비행시험을 통해 최종적으로 검증하였다. 선형해석 항목은 세로축 단주기 모드 특성 및 안정도 여유에 관하여 행하였으며, 비선형 해석 항목은 단주기 모드를 해석하기 위해 세로축 가진 입력에 대한 항공기 응답특성을 분석하였다. 또한, 최대 후방 무게중심에서 수행된 고받음각 비행시험 자료를 제시함으로써 T-50 고등훈련기의 비행 안정성을 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제42권5호
• /
• pp.398-405
• /
• 2014

내장형 소프트웨어 기술이 항공 및 방위산업과 같은 안전-필수 시스템에 적용됨에 따라 보다 높은 소프트웨어의 신뢰성이 요구되고 있다. 그 중에서 소프트웨어의 무결성은 주로 정적 분석 도구를 이용해 검증이 이뤄지고 있으며 최근에 개발된 정적 분석 도구는 수학적인 분석 방법을 통해 코드의 무결성을 평가하고 있다. 본 연구에서는 정형 검증 도구인 Polyspace를 이용해 자동코드의 결함을 검출하고, 코딩규칙의 준수 여부를 검증하였다. 검증된 결과를 바탕으로 결함을 가진 제어법칙 모델을 수정하여 코드 생성 이전의 원천적인 결함을 제거 가능함을 확인하였고 FBW 헬리콥터 제어법칙 자동생성코드의 무결성을 확보 할 수 있었다.

• 대한임베디드공학회논문지
• /
• 제15권3호
• /
• pp.149-157
• /
• 2020

Regarding previously-developed drone simulators, it was easy to check their flight stability or controlling functions based on the condition that their weight was fixed from the design. However, the drone is largely classified into two types that is the one with the fixed weight whose purpose is recording video with camera and racing and another is whole weight-variable during flight with loading the articles for delivery and spraying pesticide though the weight of airframe is fixed. The purpose of this thesis is to analyze the structure of drone and its flight principle, suggest dynamics-model-based simulator that is capable of simulating weight-variable drone and develop the simulator that can be used for designing main control board, motor and transmission along the application of weight-variable drone. Weight-variable simulator was developed by using various calculation to apply flying method of drone to the simulator. First, ground coordinate system and airframe-fixing coordinate system were established and switching matrix of those two coordinates were made. Then, dynamics model of drone was established using the law of Newton and moment balance principle. Dynamics model was established in Simulink platform and simulation experiment was carried out by changing the weight of drone. In order to evaluate the validity of developed weight-variable simulator, it was compared to the results of clean flight public simulator against existing weight-fixed drone. Lastly, simulation test was performed with the developed weight-variable simulation by changing the weight of drone. It was found out that dynamics model controlled various flying positions of drone well from simulation and the possibility of securing the optimum condition of weight-variable drone that has flying stability and easiness of controlling.