• 대한기계학회논문집A
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• 제35권4호
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• pp.359-365
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• 2011

기동형 경계 로봇은 공항이나 항구 등의 공공 지역을 보호하기 위한 기동형 차량 시스템에 고정되어 있는 경계 로봇을 말한다. 이러한 기동형 경계 로봇은 사격 시스템, 카메라 시스템, 임베디드 시스템 그리고 AHRS 센서로 구성되어 있다. 또한 고각과 방위각을 위한 2 축 제어가 가능하도록 설계되었다. 안정화된 영상과 사격을 위해 이 시스템은 차량의 모션으로부터 발생하는 외란에 대한 보상을 통해 안정화가 되어야 한다. 본 논문에서는 ADAMS 와 Matlab/Simulink 를 이용해서 기동형 경계로봇의 가상 모델을 생성하고 제안한 안정화 알고리즘을 시뮬레이션을 통해 검증하였다. 또한 가상모델에 상응하는 모형의 기동형 경계 로봇과 6 축 모션 시뮬레이터를 이용하여 안정화 알고리즘을 실험적으로 검증하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제19권4호
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• pp.435-442
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• 2016

For inertial navigation systems, initial information such as position, velocity and attitude is required for navigation. Self-alignment is the process to determine initial attitude on stationary condition using inertial measurements such as accelerations and angular rates. The accuracy of self-alignment is determined by inertial sensor error. As soon as an inertial navigation system is powered on, the temperature of accelerometer rises rapidly until temperature stabilization. It causes acceleration error which is called temperature stabilizing error of accelerometer. Therefore, temperature stabilizing error degrades the alignment accuracy and also increases alignment time. This paper suggests a method to calculate azimuthal attitude using curve fitting of horizontal control angular rate in fixed-gain self-alignment. It is verified by simulation and experiment that the accuracy is improved and the alignment time is reduced using the proposed method under existence of the temperature stabilizing error.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2005년도 ICCAS
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• pp.265-270
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• 2005

This paper presents a new attitude stabilization and control of an unmanned helicopter based on neural network compensation. A systematic derivation on the dynamics of an unmanned small-scale helicopter is performed. Combined rotor-fuselage-tail dynamics is derived in body-fixed reference frame with its origin at the C.G. of the helicopter. And the resulting nonlinear equation of motion consists of 6-DOF air vehicle dynamics as well as the rotor flapping and engine torque equations. A simulation model was modified using the existing simulator for an unmanned helicopter dynamic model, which reflects the unmanned test helicopter(CNUHELI). The dynamic response of the refined model was compared with the flight test data. It can be shown that a good coincidence was accomplished between the real unmanned helicopter system and the mathematical model. This dynamic model was linearized for classical controller design using small perturbation method. A Neuro-PD control system was designed for both longitudinal and lateral flight modes, and the results were compared with the PD-only control response. Simulation results show that the proposed Neuro-PD control system demonstrates better performance.

• 대한전기학회논문지:시스템및제어부문D
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• 제49권8호
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• pp.459-466
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• 2000

In this paper, we propose an attitude controller for an unstructured object using CMG(Control Moment of Gyro) subsystem, which has a stabilizer function. The CMG subsystem consists of one motor for spinning the wheel and the other motor for turning the outer gimbal. While the wheel of CMG subsystem is spinning at high speed, applying force to the spin axis of the wheel leads the torque about the vertical axis. We utilize the torque to control the attitude of object in this study. For the stabilizer function, in additiion, holding the load at the current position, the power applied to the gimbal motor of CMG will be cut, which result in the braking force to stop the load by gyro effect. However, due to the gear reduction connected to outer gimbal, slow load motion cannot generate the braking force. Thus, in this study, we are willing to make a holding force by applying control power to the gimbal motor from the signal of piezoelectric gyroscopic sensor that detected the angular velocity of the load. These two features are demonstrated in experiment, carrying a beam with crane. As a result, load was started to rotate by controlling gimbal positiion and was stopped by turning off the gimbal power. Moreover, slow movement of the load was also rejected by additional control with gyroscopic sensor.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권2호
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• pp.172-178
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• 2015

제어 모멘트 자이로(control moment gyroscope, CMG)는 고토크 발생 장치로서 인공위성 뿐만 아니라 항공, 선박, 자동차, 로봇 등의 다양한 산업분야의 자세안정화와 기동 시스템에 적용될 수 있다. 본 논문은 여러 산업분야에서 적용할 수 있는 100Nm급 CMG 개발 전반에 대한 내용을 다룬다. 이를 위해서 CMG 시스템레벨 요구사항 분석, 모터 서브시스템 설계/제작/조립, 시험장치 구성, 성능시험 및 평가에 대한 개발과정과 결과를 제시한다. 스핀모터와 김벌모터를 설계조건에서 구동하여 CMG의 토크출력이 120Nm 이상 생성됨을 성능시험을 통해 확인한다.

• 한국항행학회논문지
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• 제28권2호
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• pp.178-184
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• 2024

항공기 탑재 레이다는 전술 목적에 따라 다양한 운용 모드를 가지며, 각 모드별 운용 목적에 맞게 탐색 영역을 설정할 수 있도록 설계된다. 일반적인 AESA 레이다는 조종사가 탐색 영역을 지정하면 지정된 영역내 표적을 탐지하기 위해 사전 정의된 탐색빔 그리드에 따라 차례로 탐색빔을 방사하여 표적을 탐지하게 된다. 이때 자항공기의 자세가 변하더라도 사전에 조종사가 탐지하고자 하는 영역을 안정적으로 탐색할 수 있어야 한다. 본 논문은 항공기 탑재 레이다의 공대공 운용 모드에서 탐색 패턴 안정화를 통해 자항공기의 Roll과 Pitch 기동시에도 표적을 안정적으로 탐지할 수 있는 방안에 관한 것으로, 시스템 통합 시험 (SIL; system integration laboratory) 환경에서 자항공기의 기동과 표적을 모의하여 그 성능을 입증하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제3권1호
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• pp.36-41
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• 2009

Quad-rotor is one kind of a rotorcraft in Unmanned Aerial Vehicle (UAV), which consists of four rotors in total and fixed-pitch blades located at the four corners. This vehicle is emerging as popular platform for UAV research due to the simplicity of its construction, the ability of hovering and the vertical take-off and landing (VTOL) capability, etc. Because of those specific capabilities, this vehicle can be applied to many fields: search and rescue, mobile sensor networks, fire observation, etc. However a quad-rotor is much affected by the disturbance due to the characteristics of structure. So this vehicle needs attitude control for stabilizing. In this paper, we design the control law for automatic stabilization. The PID controller is used to control a brushless DC motor. And an accelerometer is used to measure the roll and pitch angles of a quad-rotor.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권5호
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• pp.389-397
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• 2021

인공위성의 자세제어 구동기인 제어모멘트자이로의 고장에 따른 제어 특성을 분석하였다. 특히, 4개 중에 한 개가 고장난 상황을 고려하였다. 가장 많이 사용되는 피라미드와 box-90 구조를 고려하였으며, 고장 발생 이후의 특이점 및 특이면을 분석하고 비교하였다. 모듈이 고장나고 휠 속도를 줄이는 과정에 대한 동역학 방정식을 유도하였다. 정상인 세 모듈이 고장난 모듈의 모멘텀을 흡수하면서 위성의 각속도를 안정화하는 과정을 분석하였는데, 특이형상에서 나머지 CMG가 교착되거나 과도하게 요동할 수 있는데, 짐벌각 재조정을 통하여 방지할 수 있음을 제시한다.

• 전기전자학회논문지
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• 제18권3호
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• pp.376-382
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• 2014

본 논문은 4개의 BLDC 모터를 이용한 쿼드콥터 무인비행체의 센서 신호 성능 개선을 위해 진동에 강인한 센서융합 방식을 제안하고 이를 기반으로 하여 자세제어를 위한 개선된 PID 제어 기법을 제안한다. 쿼드콥터의 자세추정을 위해 사용하는 가속도 센서와 자이로 센서 각각의 특성에서 나타나는 단점을 상호 보완하고 모터에서 발생하는 진동의 영향을 최소화하도록 상보필터를 적용하여 두 센서를 융합하는 방법을 제안하였다. 본 논문에서 제안하는 센서 융합 방식은 쿼드콥터의 방진을 위해 일반적으로 사용되는 이동평균 필터나 저역통과 필터에 비해 진동에 더욱 강인하고 지연이 적은 결과를 얻을 수 있었다. 또한 쿼드콥터의 자세 제어를 위해 일반적으로 사용되는 PID 제어 중 D 제어 성분을 추정된 각도의 변화량을 이용하는 대신 자이로 센서를 사용하는 쿼드콥터의 특성에 맞게 자이로 센서 출력을 사용하는 방식을 제안하여 사용함으로써 자세 제어 오차를 줄일 수 있고 자세 제어의 안정화가 보다 용이하게 이루어질 수 있음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권7호
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• pp.137-143
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• 2002

본 논문에서는 가스제트 방식의 추력기를 이용해서 KSR-III의 탑재부를 스핀안정화시키는 방식에 대해 연구를 수행하였다. 탑재부 상에서 발생가능한 오차 요인들에 대해 정의하고, 그로 인해 자세각 및 각속도가 증가하는 양상에 대해 분석하였다. 추력비정렬오차로 인한 탑재부 상의 자세각 및 각속도 오차 증가를 살펴봄으로써 오차 증가를 최소로 하는 최적의 스핀주파수 및 정상스핀시간에 대한 관계식을 제시하였다. 관계식을 만족하는 모든 해들 중에서 낙하점 오차를 최소로 하는 값을 구하기 위해서는 가능한 모든 오차 조합들에 대한 몬테카를로 시뮬레이션이 필요하게 되지만, 본 논문에서는 오차들에 의한 힘 및 모멘트가 각 축에 대해 극대화되는 경우에 대해서만 시뮬레이션해 봄으로써 적절한 해를 손쉽게 구할 수 있는 부최적해 접근방식을 채택하였다. 이상과 같은 방법을 KSR-III의 탑재부에 적용해 봄으로써 적절한 크기의 스핀 주파수와 정상스핀시간을 결정할 수 있음을 보였다.