제어로봇시스템학회 1995년도 Proceedings of the Korea Automation Control Conference, 10th (KACC); Seoul, Korea; 23-25 Oct. 1995
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pp.372-375
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1995
The LQG/LTR controller design procedure for ground alignment of inertial platform is accomplished. Due to the alignment system dynamics, LQG/LTR controller is proposed to overcome both singular problem and nonsquare problem. To show the effectiveness of this control system, computer simulation was performed under the assumption of random sway motion.
The atmospheric flow in the 3-Cell model of global atmosphere circulation is described by the Lagrange's equation of the non-inertial frame where pressure force, frictional force and fictitious force are mixed in complex form. The Coriolis force is an important factor which requires calculation of fictitious force effects on atmospheric flow viewed from the rotating Earth. We make new Mathematica platform to solve Lagrange's equation by numerical analysis in order to analyze dynamics of atmospheric general circulation in the non-inertial frame. It can simulate atmospheric circulation process anywhere on the earth. It is expected that this pedagogical platform can be utilized to help students studying the atmospheric flow understand the mechanisms of atmospheric global circulation.
This paper presents new attitude error differential equations to define attitude errors as the rotation vector for inertial navigation systems. Attitude errors are defined with the rotation vector between the reference coordinate frame and the platform coordinate frame, and Platform dynamics to the reference coordinate frame due to platform torque command errors are defined. Using these concepts for attitude error definition and platform dynamics, we have derived attitude error differential equations expressed in original nonlinear form for GINS and SDINS and showed that these are equivalent to attitude error differential equations expressed in known linear form. The relation between attitude errors defined by the rotation vector and attitude errors defined by quaternion is clearly presented as well.
A novel method to measure the scale factor for the all-optical atomic spin inertial measurement device (ASIMD) is demonstrated in this paper. The method can realize the calibration of the scale factor by a self-consistent method with small errors in the quiescent state. At first, the matured IMU (inertial measurement unit) device was fixed on an optical platform together with the ASIMD, and it has been used to calibrate the scale factor for the ASIMD. The results show that there were some errors causing the inaccuracy of the experiment. By the comparative analysis of theory and experiment, the ASIMD was unable to keep pace with the IMU. Considering the characteristics of the ASIMD, the mismatch between the driven frequency of the optical platform and the bandwidth of the ASIMD was the major reason. An all-optical atomic spin magnetometer was set up at first. The sensitivity of the magnetometer is ultra-high, and it can be used to detect the magnetization of spin-polarized noble gas. The gyromagnetic ratio of the noble gas is a physical constant, and it has already been measured accurately. So a novel calibration method for scale factor based on the gyromagnetic ratio has been presented. The relevant theoretical analysis and experiments have been implemented. The results showed that the scale factor of the device was $7.272V/^{\circ}/s$ by multi-group experiments with the maximum error value 0.49%.
In the variable speed Wind Turbine based on ElectroMagnetic Coupler (WT-EMC), a synchronous generator is coupled directly to the grid. Therefore, like conventional power plants, WT-EMC is able to inherently support grid frequency. However, due to the reduced inertia of the synchronous generator, WT-EMC is expected to be controlled to increase its output power in response to a grid frequency drop to support grid frequency. Similar to the grid frequency support control of Type 3 or Type 4 wind turbine, inertial control and droop control can be used to calculate the WT-EMC additional output power reference according to the synchronous generator speed. In this paper, an experimental platform is built to study the grid frequency support from WT-EMC with inertial control and droop control. Two synchronous generators, driven by two induction motors controlled by two converters, are used to emulate the synchronous generators in conventional power plants and in WT-EMCs respectively. The effectiveness of the grid frequency support from WT-EMC with inertial control and droop control responding to a grid frequency drop is validated by experimental results. The selection of the grid frequency support controller and its gain for WT-EMC is analyzed briefly.
It is tragic that the Korean Airline Boing 747, KE007, wandered hundreds of miles off course into Soviet airspace and was shot down on September 1, 1983. The exact cuases are not known yet. Thus, speculation centers on human error or faulty procedure of three Litton LTN-72R inertial navigation systems(INS) with which the KAL KE007 was equipped. The inertial platform must be aligned before the INS can be used as a precision inertial navigation system. This analysis checks a possibility that the navigation errors are caused by a wrong INS alignment procedure assuming it is done at Anchorage. Possible causes for the navigational position error, such as alignment errors and gyro drift errors, are analyzed through inertial navigation system error prapagation simulations. A set of misalignment angle is estimated to determine what degree of alignment errors are required to cause the navigation error assuming that the accident is caused by the INS misalignment.
Tracking and detecting targets by the millimeter wave seeker is affected by movement of platform. Stabilization equipments use an inertial sensor to compensate for disturbance of stabilizing gimbal or platform. In the direct line of sight stabilization system, an inertial sensor is mounted on inner gimbal to compensate the disturbance directly, so the performance is excellent and the implementation method is simple. However gimbal design requires somewhat larger volume. Since an inertial sensor is mounted on gimbal base in the indirect line of sight stabilization system, additional space of gimbal is not required for the gimbal design. However, this method does not directly compensate for the disturbance of the line of sight stabilization axis, which can degrade performance. In order to perform the tracking performance, two methods are analyzed for line of sight stabilization performance based on direct and indirect of a 2-axis gimbaled servo system for millimeter wave seeker in this study. The simulation and experimental results validate the performance comparison of two methods.
In this paper, we have introduced a Missile In the Loop Simulation(MILS) Software developed for the missile ground test, which is based on a commercial hard real-time operating system(OS) on Windows platform called as Real-Time eXtension(RTX). MILS software makes it possible to test overall system functions of a integrated missile on the ground in the flight conditions by real-time imitating its inertial data. By means of MILS, we have performed missiles ground tests, which result in successful real flight tests.
Stabilized tracking platform in a missile consisting of a flat planar antenna, pitch/yaw gimbals, gear trains, and current controlled DC drive motors for pitch and yaw gimbal must have a capability to track a target as an inertial sensor in the presence of missile body motion such as maneuvering and vibration. Because of this reason, tracking a target from dynamic platform requires a servo architecture that includes a outer tracking loop(position loop) and inner rate loop that stabilizes the line of sight(LOS). This paper presents a gimbaled platform model including nonlinear phenomena due to viscous and Coulomb friction based on experimental data and torque equilibrium equation, the design concept for the inner tacholoop having P controller structure ...
SPLE (Software Product Line Engineering)는 소프트웨어 재사용 방법론 중의 하나이다. SPLE의 핵심적인 활동 중 하나는 재사용 가능한 자산 개발에 필요한 피처의 범위를 결정하는 활동이다. 기존 범위결정 방법은 국방 분야에 적용하는데 한계가 있어서, 본 논문에서는 무기체계 항법시스템에 적용 가능한 범위결정 방법을 제안하고, 그 적용 사례를 제시한다. 제안된 방법은 먼저 피처 이익 관점에서 플랫폼 적용 대상 피처의 범위를 결정한다. 그런 다음 제품 이익 관점에서 피처의 범위를 조정하고, 총 비용 관점에서 플랫폼 대상 피처와 제품라인에 포함될 피처의 최종 범위를 결정한다. 본 논문에서는 항법소프트웨어 제품라인에 대해 엔지니어링 할 피처의 범위를 결정하는 방법을 보여줌으로써 제안된 방법의 적용 가능성을 입증하고 평가한다.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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