• 산업경영시스템학회지
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• 제39권3호
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• pp.1-9
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• 2016

NSS (Navigation satellite system) provides the information for determining the position, velocity and time of users in real time using satellite-networking, and is classified into GNSS (Global NSS) and RNSS (Regional NSS). Although GNSS services for global users, the exactitude of provided information is dissatisfied with the degree required in modern systems such as unmanned system, autonomous navigation system for aircraft, ship and others, air-traffic control system. Especially, due to concern about the monopoly status of the countries operating it, some other countries have already considered establishing RNSS. The RNSS services for users within a specific area, however, it not only gives more precise information than those from GNSS, but also can be operated independently from the NSS of other countries. Thus, for Korean RNSS, this paper suggests the methodology to design the satellite constellation considering the regional features of Korean Peninsula. It intends to determine the orbits and the arrangement of navigation satellites for minimizing PDOP (Position dilution of precision). PGA (Parallel Genetic Algorithm) geared to solve this nonlinear optimization problem is proposed and STK (System tool kit) software is used for simulating their space flight. The PGA is composed of several GAs and iterates the process that they search the solution for a problem during the pre-specified generations, and then mutually exchange the superior solutions investigated by each GA. Numerical experiments were performed with increasing from four to seven satellites for Korean RNSS. When the RNSS was established by seven satellites, the time ratio that PDOP was measured to less than 5 (i.e. better than 'Good' level on the meaning of the PDOP value) was found to 94.3% and PDOP was always kept at 10 or less (i.e. better than 'Moderate' level).

• 한국항공우주학회지
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• 제37권5호
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• pp.464-469
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• 2009

본 연구에서는 기존의 초음속 고등훈련기 재형상 모드에 모델추종 적응제어 기법을 적용하여 새로운 개념의 고장허용 제어기를 설계하였다. 실제 비행제어 시스템에 적용할 수 있도록 제어기 설계와 자동 탑재코드 생성에 사용되고 있는 시스템을 이용하여 제어기를 구현하였다. 초음속 고등훈련기의 비실시간 비선형 검증도구로 사용되고 있는 프로그램을 이용하여 시뮬레이션을 수행하여 성능을 검증하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제21권11호
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• pp.1403-1412
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• 1997

When a high-speed railway train enters a tunnel, a compression wave is generated ahead of the train and propagates through the tunnel, compressing and accelerating the rest air in front of the wave. At the exit of the tunnel, an impulsive wave is emitted outward toward the surrounding, which causes a positive impulsive noise like a kind of sonic boom produced by a supersonic aircraft. With the advent of high-speed train, such an impulsive noise can be large enough to cause the noise problem, unless some attempts are made to alleviate its pressure levels. In the purpose of the impulsive noise reduction, the present study calculated the effect of porous walls on the compression wave propagating into a model tunnel. Two-dimensional unsteady compressible equations were differenced by using a Piecewise Linear Method. Calculation results show that the cavity/porous wall system is very effective for a compression wave with a large nonlinear effect. The porosity of 30% is most effective for the reduction of the maximum pressure gradient of the compression wave front. The present calculation results are in a good agreement with experimental ones obtained previously.

• 한국추진공학회지
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• 제10권2호
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• pp.102-109
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• 2006

본 논문에서 항공기용 터보 축 엔진의 결함 진단 알고리즘을 개발하기 위해 Support Vector Machine(SVM)과 인공신경망(ANN)을 이용하였다. 신경망을 이용한 시스템은 비선형성이 과도한 데이터를 학습할 때 지역 최소점(Local Minima)에 빠져 분류 정확률이 낮아질 수 있다. 이러한 위험성을 보안하기 위해 SVM에 의한 ANN의 분할 학습 알고리즘(SLA)을 제안하였다. 이것은 SVM을 이용하여 결함 위치를 판별 한 후 신경망이 선택적으로 학습을 하는 방법으로 학습 데이터의 비선형성을 줄여 분류 정확률을 높이기 때문에 신경망을 단독으로 사용할 때보다 개선된 성능을 보여주었다.

• Steel and Composite Structures
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• 제17권2호
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• pp.145-157
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• 2014

This study aimed to investigate the fatigue crack growth behavior of a kind of fiber metal laminates (FML) under four different stress levels. The FML specimen consists of three 2024-T3 aluminum alloy sheets and two layers of glass/epoxy composite lamina. Tensile-tensile cyclic fatigue tests were conducted on centrally notched specimen at four stress levels with various maximum values. A digital camera system was used to take photos of the propagating cracks on both sides of the specimens. Image processing software was adopted to accurately measure the length of the cracks on each photo. The test results show that: (1) a-N and da/dN-a curves of FML specimens can be divided into transient crack growth segment, steady state crack growth segment and accelerated crack growth segment; (2) compared to 2024-T3 aluminum alloy, the fatigue properties of FML are much better; (3) da/dN-${\Delta}K$ curves of FML specimens can be divided into fatigue crack growth rate decrease segment and fatigue crack growth rate increase segment; (3) the maximum stress level has a large influence on a-N, da/dN-a and da/dN-${\Delta}K$ curves of FML specimens; (4) the fatigue crack growth rate da/dN presents a nonlinear accelerated increasing trend to the maximum stress level; (5) the maximum stress level has an almost linear relationship with the stress intensity factor ${\Delta}K$.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권10호
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• pp.821-828
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• 2021

쿼드로터는 다른 비행체에 비해 작고 가벼워서 바람과 같은 외란에 민감하다는 단점이 있다. 이 단점을 해결하기 위해 외란에 강인한 제어기법을 이용하는 연구가 많이 이루어져 왔다. 본 논문에서는 외란을 해결하기 위해 적은 힘으로 큰 토크를 발생시킬 수 있는 CMGs (Control Moment Gyros)를 활용하였다. 쿼드로터의 자세 제어를 위해 2개의 CMGs를 활용하였고, 4개의 로터와 2개의 CMGs를 구동하기 위한 시스템을 구성하였다. 구성한 시스템의 제어 성능을 확인하기 위해 외란이 있는 환경에서 자세 제어에 대한 시뮬레이션을 진행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권7호
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• pp.75-84
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• 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.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권4호
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• pp.623-640
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• 2017

The full nonlinear equations of an unmanned aerial vehicle ground taxiing mathematical dynamic model are built based on a type of unmanned aerial vehicle data in LMS Virtual.Lab Motion. The flexible landing gear model is considered to make the aircraft ground motion more accurate. The electric braking control system is established in MATLAB/Simulink and the experiment of it verifies that the electric braking model with the pressure sensor is fitted well with the actual braking mechanism and it ensures the braking response speediness. The direction rectification control law combining the differential brake and the rudder with 30% anti-skid brake is built to improve the directional stability. Two other rectifying control laws are demonstrated to compare with the designed control law to verify that the designed control is of high directional stability and high braking efficiency. The lateral displacement increases by 445.45% with poor rectification performance under the only rudder rectifying control relative to the designed control law. The braking distance rises by 36m and the braking frequency increases by 85.71% under the control law without anti-skid brake. Different landing conditions are simulated to verify the good robustness of the designed rectifying control.

• 한국추진공학회지
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• 제2권3호
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• pp.99-106
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• 1998

현재 국내에서 개발되어왔던 중형항공기 후보엔진인 터보팬 엔진의 성능해석과 성능최적화를 위한 제어기법을 연구하였다. 선행된 연구에서 동적모사 및 실시간 선형모사를 수행한 결과 지상 정지조건 하에서 70% 엔진로터 회전수에서 100% 엔진로터 회전수로 급상승하는 경우 고압터어빈 입구온도에서 오버슈트가 발생하여 제한온도인 3105 $^{\cire}R$ 을 넘어감을 확인할 수 있었다 또한 압축기의 서지여유도 협소하여 엔진에 손상을 가져올 수 있다. 이에 본 연구에서는 보다 빠른 가속성능과 함께 엔진 성능의 최적화를 위해 LQR 제어기를 설계하였다. 제어기의 설계를 위해서는 선형모델을 구성해야하며 엔진의 비선형 거동에 보다 근접한 선형화를 위해서는 실시간 선형모사가 요구된다. 선형모델에 필요한 행렬은 자동점에 %의 섭동을 주어 5% 간격으로 구하였으며, 최소자승법을 이용하여 저압 엔진로터 회전수의 함수로 보간하는 방법으로 실시간 선형모사를 수행하였다. 제어변수는 연료유량의 증가속도와 압축기 블리드 공기유량으로 하였으며, 제어 결과 고압 터빈입구온도의 오버슈트를 제거하였으며 최대 압축기 서지여유도 0.55 이하로 확보였다. 비연료소모율도 0.353에서 0.43으로 안정됨을 확인할 수 있었다.

• 한국항행학회논문지
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• 제20권5호
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• pp.401-407
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• 2016

본 논문에서는 태양광 장기체공 무인기의 전력모델을 포함한 3차원 경로계획과 유도에 대하여 기술한다. 본 논문에서 사용한 Dubins curve는 계산속도가 빨라 경로계획에 곧바로 적용이 가능하다는 장점이 있다. 하지만 Dubins curve의 경로생성 문제는 2차원 평면에서 정의되기 때문에 실제 항공기의 경로계획을 위해 Randal W. Beard에 의해 수행된 비행 경로각의 한계를 고려하여, 고도 차이에 따라 선회경로를 추가하는 방식의 3차원 Dubins 경로생성 알고리즘을 활용하였다. 본 논문에서 사용한 항공기 모델은 Aileron이 없기 때문에 Rudder를 사용하여 횡축 방향 제어기를 설계하였으며, 비선형 경로추종 유도기법을 사용하여 경로추종 시뮬레이션을 수행하였다. 고도조건에 따른 예제를 생성하였으며, 시뮬레이션 결과 생성된 경로를 잘 추종하는 것을 확인하였다. 마지막으로 태양에너지 수율에 대한 계산식을 통해 태양광 장기체공 무인기의 전력 시스템을 모델링하여 48시간 연속비행 시뮬레이션을 실시하였고, 이에 대한 시뮬레이션 결과를 제시하였다.