• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.5
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• pp.448-454
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• 2008

This paper deals with a behavior based decentralized control strategy for UAV swarming utilizing the artificial potential functions and the sliding mode control technique. Individual interactions for swarming behavior are modeled using the artificial potential functions. The motion of individual UAV is directed toward the negative gradient of the combined potential. For tracking the reference trajectory of UAV swarming, a swarming center is considered as the object of control. The sliding-mode control technique is adopted to make the proposed swarm control strategy robust with respect to the system uncertainties and the varying mission environment. Numerical simulation is performed to verify the performance of the proposed controller.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.953-956
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• 2017

This paper introduces general applications of vehicle's dynamic pressure information which is estimated during the flight. And a method to estimate the dynamic pressure for a high speed vehicle is suggested to sustain reliability of the flight under a high estimation accuracy of the information. The presented method is straightforward with simple relations of the compressible flow but is a still merited idea employed for the high speed vehicle control scheme with great accuracy.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2010.04a
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• pp.31.2-31.2
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• 2010

편대비행 위성이 공동의 임무를 수행하기 위해서는 편대를 이루는 위성의 각기 다른 초기 오차와 다양한 외란 환경에서도 자세 동기화를 이룰 수 있는 기법이 필요하다. 이 연구에서는 편대비행위성의 자세 동기화를 위하여 비선형 시스템에 대한 준최적 제어기법인 SDRE(State-Dependent Riccati Equation)에 기반한 추적 제어기가 사용되었다. 반작용 휠이 포함된 위성의 자세 동역학이 SDRE 추적 제어기를 구성하는데 이용된다. 이를 Leader/Follower 편대비행 시스템에 적용하며, 기준 자세를 추적하는 Leader 위성의 자세를 Follower 위성이 추적하여 자세 동기화를 이룰 수 있다. MATLAB과 SIMULINK를 이용한 수치해석적 시뮬레이션으로 추적 제어기의 성능을 검증하였으며, 이에 대한 실시간 HIL(Hardware-In-the-Loop) 시뮬레이션이 수행되었다. 무중력 환경을 모사하는 에어베어링시스템과 세 개의 반작용 휠을 장착한 자세제어 HILS(Hardware-In-the-Loop Simulator)는 PC104 타입의 임베디드 컴퓨터에서 SIMULINK의 xPC Target을 이용한 실시간 시뮬레이션 환경을 제공하며, 이에 적용되는 SDRE 추적 제어기는 이산화되어 설계되었다. 또한 SDRE 추적 제어기에 대한 안정성을 보장하는 영역이 추정되어 위 추적 제어기가 위성 편대비행에 적합한 자세 동기화 기법임을 보였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.38 no.2
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• pp.169-179
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• 2010

Satisfying the same probability of loss of control and essentially two fail operative performance with a triplex computer architecture requires a lot of modification of the conventional redundancy management design techniques, previously employed in quadruplex digital flight control computer. T-50 FCS for triplex redundancy management design applied an advanced digital flight control architecture with an I/O controller which is functionally independent of the digital computer to achieve the same reliability and special failure analysis and isolation schemes for fail operational goals with a triplex configuration. The analysis results indicated that the triplex flight control system is to satisfy the safety requirement utilizing the advanced flight control techniques and the system performance of the implemented flight control system was verified by failure mode effect test.

• ICROS
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• v.1 no.2
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• pp.21-29
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• 1995

이 글에서는 H/sub .inf./ 설계법의 장단점에 대해서 알아보았다. H/sub .inf./ 제어기법은 이론적인 연구와 함께 산업응용에 관한 연구도 활발하여, 자동차 제어, 항공우주 제어(고성능 헬리콥터의 비행제어, 비행체의 핏치축 제어, 우주구조물체의 제어), 공정제어(발전소에서의 핵반응로 제어), 및 기계제어 등에 광범위하게 응용되고 있다. H/sub .inf./ 제어기법은 여타의 다른 제어기 설계기법에 비해 많은 수학적 지식을 필요로 하고 제어이론 및 설계과정이 복잡한 것으로 인식돼 우리나라에서는 그다지 많은 관심을 끌지 못하고 있는 것 같다. 그러나, 응용사례에서 알 수 있는 것처럼 그 응용대상이 광범위하고, 또한 고성능의 제어목적을 달성하기 위해 필요한 제어기법으로 자리잡아가고 있으므로 보다 더한 관심을 기울일 필요가 있을 것으로 사료된다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.3
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• pp.67-73
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• 2006

In this paper, a reconfigurable model following flight control method is proposed based on direct adaptive scheme using parameter estimation. Adaptive control scheme updates the control gains to make the system output follow the reference output even when fault occurs. By adopting the frequency domain parameter estimation method, system changes by the fault can be estimated. Recursive Fourier transformation is used for system identification. Using recursive Fourier transform, the proposed adaptive control algorithm guarantees the system stability and improves the system characteristics. To evaluate the performance of proposed control method, numerical simulations are performed.

• ICROS
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• v.3 no.5
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• pp.51-57
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• 1997

항공우주분야의 제어는 크게 항공기, 헬리콥터, 발사체, 미사일, 인공위성 등으로 비행체의 특성에 따라 크게 구분된다. 이러한 항공우주 시스템 설계시에는 다른 시스템 설계시와 동일하게 성능 요구조건을 설정한 후에 자동조정 장치를 설계하게 된다. 항공기의 경우에는 비행성과 조종성으롤 크게 구분하여 요구조건이 주어진다. 본 고에서는 항공기 비행제어에 적응제어가 어떻게 사용되었는가에 대하여 소개하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.45 no.9
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• pp.711-723
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• 2017

This paper proposes a flight control system for an organic flight array(OFA) which has a new configuration to consist of multi modularized ducted-fan unmanned aerial vehicles (UAVs). The OFA is able to apply to various missions such as indoor reconnaissance, communication relay, and radar jamming by using capability of hover flight. The OFA has a distinguished advantage due to reconfigurable structure to assemble or separate with respect to its missions or operational conditions. A dynamic modelling of the OFA is derived based on equations of motion of the single ducted-fan modules. In order to apply nonlinear control method, an affine system of attitude dynamics is derived. Moreover, the control system is composed of a back-stepping controller for attitude control and a PID controller for position control. Then the performance of the proposed controller is verified via a numerical simulation under wind disturbance.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2004.07d
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• pp.2164-2166
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• 2004

QFT는 플랜트의 변동을 고려하여 주파수 영역에서 설계하는 제어기법으로 파라미터의 변화 및 외란에 강인한 제어기 설계에 적합한 제어기 설계 방법이다. 본 논문에서는 종축 방향의 항공기 무게 중심이 변화하는 범위에 대하여 요구 비행성(Flying Quality)을 만족하도록 하는 강인한 QFT 제어기의 설계기법을 제안하였다. 시뮬레이션을 통하여 제안한 QFT 제어기가 무게중심의 변화 범위에서 주어진 비행성능을 만족함을 확인하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.31 no.2
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• pp.63-71
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• 2003

This paper presents a robust slewing control of a flexible space structure based on sliding surface design. A sliding surface is designed for a single-axis rest-to-rest slewing in view of target angle, target angular velocity, and root monent of the flexible appendage. In comparison with the Lypunov control law, both controllers guarantee the stability and command tracking capabilities for nominal system. It is also shown that the designed control law provides further robustness to internal/external uncertainties. Extending the results of a single-axis maneuver, a sliding mode control law was sought for an arbitrary three-axis maneuver. Quaternion was used to determine the attitude of a space structure and sliding surfaces were designed for each axis, thereby a robust control law was derived considering the coupling effects between each rotational axis during the maneuver. Several numerical examples were demonstrated to show the effectiveness of the designed control law.