• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제21권5호
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• pp.465-470
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• 2015

This paper proposes a robust 3D mapping system for a UAV (Unmanned Aerial Vehicle) that carries a LRF (Laser Range Finder) using the sinusoidal trajectory algorithm. In the case of previous 3D mapping research, the UAV usually takes off vertically and flights up and down while the LRF is measuring horizontally. In such cases, the measuring range is limited and it takes a long time to do mapping. By using the sinusoidal trajectory algorithm proposed in this research, the 3D mapping can be time-efficient and the measuring range can be widened. The 3D mapping experiments have been done to evaluate the performance of the sinusoidal trajectory algorithm by scanning indoor walls.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권3호
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• pp.50-57
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• 2003

본 연구에서 헬리콥더의 궤적추종을 위한 제어기의 설계 및 평가를 수행하였다. 제어시스템의 알고리즘은 선형 되먹임 기법과 두 단계 시간분리 구조를 이용하여 구성하였다. 또한 헬리콥터 동특성에 대한 정확한 정보의 결핍으로 인한 모델 역변화 오차를 보상하기 위해 신경회로망을 이용한 실시간 적응제어 구조를 자세제어 시스템에 적용하였다. 제어 시스템의 궤적추종성능은 아파치 헬기의 동측성을 나타내는TMAN 시뮬레이션 프로그램의 단순형을 사용하여 평가하였다. 이를 통하여 실시간 신경회로망 적응제어 구조가 동특성 정보의 부족으로 이한 궤도 추종 제어의 성능 저하 문제에 매우 효과적으로 기여함을 보였다.

• 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.

• 전자공학회논문지SC
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• 제46권1호
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• pp.87-96
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• 2009

기존의 방법에서는 비선형 운동 물체의 운동 방정식을 선형화하므로써 비행체의 운동 상태방정식을 구하고, 각 제어 기관에 따라 전달함수를 구하여 안정성 판별과 더불어 제어기를 설계하였다. 이러한 설계 방법으로는 일반적인 비행기와 같은 형태, 비행 환경이 급격하게 변하지 않고 속도가 빠르지 않는 비행체의 유도/제어기 설계에 많이 사용되어 많은 성능을 발휘할 수 있다. 그러나 이러한 설계 방법은 통상적이지 않는 비행체 형태뿐만 아니라 빠른 속도에서 급격한 움직임을 갖는 비행체에서는, 기존의 유도/제어기 설계 방법으로는 이러한 비선형성으로 인하여 제어성(경로문제)과 안정성(안정화문제)을 동시에 충족할만한 성능을 발휘 할 수 없다. 따라서 본 논문에서는 이러한 불확실성이 내포된 비행체 제어 문제에서 제어성과 안정성을 동시에 충족시키기 위한 과정 중 먼저 제어성 문제를 해결하기 위한 비행체 제어성을 분석하고 모델을 제시한다. 또한 본 논문에서 비행체 모델과 동역학 모델에서 제어 요소로서 하중(중력수)을 설정하고 비행 특성에 따른 제어요소 값을 살펴본다. 이것은 Min 설계 방법 1단계이다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제11권1호
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• pp.10-18
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• 2010

The purpose of this paper deals with direct multiple-shooting method (DMS) to resolve helicopter maneuver problems of helicopters. The maneuver problem is transformed into nonlinear problems and solved DMS technique. The DMS method is easy in handling constraints and it has large convergence radius compared to other strategies. When parameterized with piecewise constant controls, the problems become most effectively tractable because the search direction is easily estimated by solving the structured Karush-Kuhn-Tucker (KKT) system. However, generally the computation of function, gradients and Hessian matrices has considerably time-consuming for complex system such as helicopter. This study focused on the approximation of the KKT system using the matrix exponential and its integrals. The propose method is validated by solving optimal control problems for the linear system where the KKT system is exactly expressed with the matrix exponential and its integrals. The trajectory tracking problem of various maneuvers like bob up, sidestep near hovering flight speed and hurdle hop, slalom, transient turn, acceleration and deceleration are analyzed to investigate the effects of algorithmic details. The results show the matrix exponential approach to compute gradients and the Hessian matrix is most efficient among the implemented methods when combined with the mixed time integration method for the system dynamics. The analyses with the proposed method show good convergence and capability of tracking the prescribed trajectory. Therefore, it can be used to solve critical areas of helicopter flight dynamic problems.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권9호
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• pp.907-913
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• 2010

본 논문에서는 공군에서 운용중인 전투기를 활용한 비행시험 수행 시 비행자료를 얻기 위한 외장형 계측시스템 개발에 대하여 서술하였다. 전투기의 외장형 계측시스템은 계측 포드와 영상 포드로 구성된다. 계측 포드는 GPS/AHRS 센서를 이용하여 전투기 비행자세, 속도 및 고도 등의 비행자료를 측정하며, 영상 포드는 2대의 고속카메라와 1대의 일반카메라를 사용하여 비행영상을 획득한다. 개발한 외장형 계측시스템은 환경시험과 지상시험, 그리고 전투기에 장착하여 비행시험을 수행함으로서 성능을 입증하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제33권7호
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• pp.506-511
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• 2009

Insect flight is adapted to cope with each circumstance by controlling a variety of the parameters of wing motion in nature. Many researchers have struggled to solve the fundamental concept of insect flight, but it has not been solved yet clearly. In this study, to find the most effective flapping wing dynamics, we conducted to analyze CFD data on fixing some of the optimal parameters of wing motion such as stoke amplitude, flip duration and wing rotation type and then controlled the deviation angle by fabricating wing tip motion. Although all patterns have the similar value of lift coefficient and drag coefficient, pattern A(pear-shape type) indicates the highest lift coefficient and pattern H(pear-shape type) has the lowest lift coefficient among four wing tip motions and three deviation angles. This result suggest that the lift and drag coefficient depends on the angle of attack and the deviation angle combined, and it could be explained by delayed stall and wake capture effect.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권5호
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• pp.385-392
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• 2018

본 논문은 플라잉디스크에 탑재된 계측모듈의 IMU 데이터를 이용하여 롤링 및 피칭모멘트 감쇠미계수를 추정하는 방식을 새롭게 제시한다. 제안한 방식은 반복된 수 회의 원반 비행 실험을 수행하여 데이터를 구축한 뒤 공력 계수를 추정하므로, 풍동이나 전산유체해석을 이용하는 방법에 비해 수월한 실험적 대안이 될 수 있다. 추정한 공력 계수는 플라잉디스크의 비행동역학 모델을 토대로 구현한 시뮬레이터에 적용하여 비행 궤적을 예측하는 것에 이용되었으며, 이를 GPS의 위치 궤적과 비교함으로써 성능을 검증하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제14권6호
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• pp.1009-1017
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• 2011

A Ballistic Missile(BM) is a missile that follows a sub-orbital ballistic flightpath with the objective of delivering one or more wardheads to a predetermined target and An Anti-Ballistic Missile(ABM) is a missile designed to destroy a ballistic missile before reaching its target. The main objective of this study is to assess the requirement of ABM by considering both flight characteristic of the SCUD-B/C, Nodong missiles and intercept performance of ABM in the Lower tier Ballistic Missile Defense(BMD). The Ballistic Missile's flight characteristics, such as trajectory, velocity etc., are estimated by simulation using the physical motion equations. The requirement of ABM is calculated by evaluating whether the BMD forces can defend those when the ballistic missiles attack prime facilities.

• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.229-235
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• 2008

지상국비행종단지령장비는 위성발사체(KSLV)발사 후 비행 중 일어날 수 있는 비상사태 (안전영역을 벗어나거나 지상에서 더 이상 추적이 불가능할 경우)에 대하여 지상통제장치에서 비행종단을 명령하여 비행을 강제로 종단시키는 역할을 한다. 본 글에서는 나로우주센터에서 위성발사체(KSLV) 발사를 위하여 설치 운용될 지상국비행종단지령장비의 설계에 관한 기본사항을 서술하고 있다. 국내 환경에 맞는 최적의 시스템 설계를 위하여 위성발사체의 비행궤적 및 특성을 고려한 운용개념을 먼저 정의하였고, 발사체에 탑재되는 수신부 특성을 고려하여 RF Link Budget 분석 및 송신시스템의 RF 요구 성능, 신뢰도 및 가용도 등을 분석하였다. 본 분석을 바탕으로 위성발사체(KSLV)에 비행종단명령을 안정적으로 생성, 처리하여 전송할 수 있는 각각의 장비를 설계하였다.