• 한국시뮬레이션학회논문지
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• 제28권1호
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• pp.93-98
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• 2019

현대에서 사용되는 무인 비행체의 경우 자율화수준이 떨어져 사용자의 개입이 필요하다는 문제가 있다. 이에 본 연구는 자율화 달성의 방법론으로 유전자 알고리즘을 선택하고, 이것을 적용해 무인 착륙체의 자율화 가능성을 확인해 보는 것이다. 특별히 무인 비행체의 착륙은 비행체에서 매우 중요한 고전적인 과업 중의 하나이며, 착륙에 있어서 역사적 사건 중의 하나가 달착륙이라고 할 수 있다. 달 착륙선의 추동 메카니즘을 장착한 낙하체의 착륙 자율화 방법을 이용해 무인 착륙체의 자율화 가능성을 확인한다. 본 논문에서는 유전자알고리즘 적용시 게놈을 단지 4가지 액션 (좌회전, 우회전, 분출, 자유낙하) 으로 인코딩하여 무인 착륙체에 적용하고, 유전자 알고리즘의 주요 연산을 접목하여 실험을 성공적으로 진행하였으며 센서에 대한 의존도를 최소화할 수 있는 무인 비행체의 모의 UAV를 제작하였고, 유전자알고리즘을 적용해 그 가능성을 확인하는 테스트 베드를 구축하였다.

• Journal of Ginseng Research
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• 제27권4호
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• pp.202-206
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• 2003

전 생육기간동안 해가림내의 투광율을 약 8%로 고정한 대조구와, 생육시기별로 투광율을 6%와 18%로 조절한 투광량 조절구의 해가림밑의 미기상, 지상부 생육 특성 및 광합성의 차이를 조사한 결과는 다음과 같다. 해가림내의 투광율을 고정한 대조구는 P.E4중직(흑1+청3) 차광망을 피복하여 약 8% 투광율을 전 생육기간동안 유지하였고, 투광량조절구는 P.E 차광망을 사용하여 7∼8월에 투광율을 6%, 4∼6월과 9∼10월의 투광율 18%가 유지되도록 하였다. 투광량조절구는 저온기인 생육초기(4∼6월) 및 후기(9∼10월)에 대조구보다 최고기온, 누수율 및 토양수분함량이 높았으나, 고온기인 생육중기(7∼8월)에는 최고기온, 누수율 및 토양수분함량이 낮았다. 투광량 조절구는 대조구 보다 생존율이 높고, 경직경이 굵었으며, 경장이 짧고, 엽면적 지수가 낮고, 줄기도 90$^{\circ}$로 직립하였다. 투광량 조절구는 대조구 보다 엽록소 함량은 감소되었으나, 비엽중(S.L.W)과 기공개도가 증가되었고, 일중 순광합성량이 26% 증가되었다. 광량조절구는 대조구에 비해서 점무의병 이병율과 낙엽율이 현저히 감소되었다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제17권3호
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• pp.366-377
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• 2016

This paper presents a vision-based guidance method that allows a fixed-wing aircraft to orbit around a target at a given radius. The guidance method uses a simple formula that regulates a relative side-bearing angle estimated by a vision system. The global asymptotic stability of the associated guidance law is demonstrated, and a linear analysis is performed to facilitate the proper selection of the relevant control parameters. A flight experiment is presented to demonstrate the feasibility and performance of the proposed guidance method.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2011년도 제42회 하계학술대회
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• pp.1928-1929
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• 2011

무인항공기란(Unmanned Aerial Vehicle : UAV)란 일반적으로 조종사 없이 사전에 입력된 프로그램에 따라 또는 비행체 스스로 주위환경(장애물, 항로)을 인식하고 판단하여 자율 비행(Autonomous Flying)하는 비행체를 말한다. 본 논문에서는 항법센서(Attitude Heading Referance System: AHRS)를 비행제어 시스템과 통합한 시스템에 관하여 다루었다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2002년도 ICCAS
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• pp.40.3-40
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• 2002

Unmanned Aerial Vehicle(UAV) needs autonomous flight capability to accomplish various mission objectives. For this objective, the autopilot is a key element in the UAV system design. The principal goal of autopilot is to guide the aircraft under varying external disturbances throughout the mission phases. The external disturbances include gravity effect, wind gust, and other unexpected obstacles. The gust affects the aircraft flight performance to a significant extent. UAV's low speed, light weight, and the absence of human judgment makes un predictable gust more dangerous. Autopilot design in general takes the gust effect into account to satisfy flight performance requirement. In this study..

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2001년도 ICCAS
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• pp.23.4-23
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• 2001

This paper proposes a new approach to unsupervised classification of remotely sensed images. Fusion of optic images (Landsat TM) and radar data (SAR) has beer used to increase the accuracy of classification. Number of clusters is estimated using generalized Dunns measure. Performance of the proposed method is best observed comparing the classified images with classified aerial images.

• 한국정보처리학회:학술대회논문집
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• 한국정보처리학회 2009년도 추계학술발표대회
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• pp.79-80
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• 2009

최근 UAV(Unmanned Aerial Vehicle)의 OFP(Operation Flight Program)에 대한 많은 연구가 진행되고 있다. UAV의 OFP는 경성 소프트웨어 일종으로 Time deadline과 수많은 요인으로 인한 Fault에 대하여 소프트웨어의 높은 신뢰성이 요구가 된다. 본 논문에서는 UAV의 OFP에 대하여 STR(Primary-Shadow TMO replication)기반의 fault tolerant Architecture에 대하여 제안을 한다.

• International Journal of Control, Automation, and Systems
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• 제5권4호
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• pp.410-418
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• 2007

For the purpose of fault detection of the primary control surface, real-time estimation of the longitudinal stability and control derivatives of the DURUMI-II using the flight data is considered in this paper. The DURUM-II, a research UAV developed by KARI, is designed to have split control surfaces for the redundancy and to guarantee safety during the fault mode flight test. For fault mode analysis, the right elevator was deliberately fixed to the specified deflection condition. This study also mentions how to implement the multi-step control input efficiently, and how to switch between the normal mode and the fault mode during the flight test. As a realtime parameter estimation technique, Fourier transform regression method was used and the estimated data was compared with the results of the analytical method and the other available method. The aerodynamic derivatives estimated from the normal mode flight data and the fault mode data are compared and the possibility to detect the elevator fault by monitoring the control derivative estimated in real time by the computer onboard was discussed.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제22권9호
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• pp.759-765
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• 2016

This paper presents the principle, dynamics modeling and control, hardware implementation, and flight test result of a hybrid-type unmanned aerial vehicle (UAV). The proposed UAV was designed to provide both hovering and fixed-wing type aerodynamic flight modes. The UAV's flight mode transition was achieved through the attitude transformation in pitch axis, which avoids a complex rotor tilt mechanism from a structural and control viewpoint. To achieve this, a different navigation coordinate was introduced that avoids the gimbal lock in pitch singularity point. Attitude and guidance control algorithms were developed for the flight control system. For flight test purposes, a quadrotor attached with a tailless fixed-wing structure was manufactured. An onboard flight control computer was designed to realize the navigation and control algorithms and the UAV's performance was verified through the outdoor flight tests.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권12호
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• pp.1170-1176
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• 2010

본 연구는 적응제어기법을 이용한 무인항공기이 피치 자세 기동에 대한 연구 내용을 소개한다. 모델기반적응제어(Model Reference Adaptive Control)을 이용하여 피치 자세각과 엘리베이터 입력 사이의 피드백 선형화 과정에서 발생하는 불확실성을 처리하였다. 모델 불활실성 파라미터는 피드백 제어기가 작동하는 중에 적응법칙을 이용하여 추정할 수 있도록 설계 되었다. 안정화 제어기에 의해 달성되는 최종 피치 자세각에 대한 분석을 통해 폐루프 시스템의 특성을 파악할 수 있도록 하였다. 제안된 제어 기법은 기존 제어기에서 주로 채택하고 있는 선형화나 게인 스케쥴링등의 과정이 필요하지 않아 상당한 모델 오차가 존재하는 상황에서 무인항공기의 고기동 피치 제어기 설계에 도움을 줄 것으로 생각한다.