• 한국항공운항학회지
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• 제21권4호
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• pp.34-40
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• 2013

Attitude command response type required for enhanced handling qualities of helicopter can be implemented by mechanical automatic flight control system with SAS actuators which have limited authorities. However, the early saturation of SAS actuator hinders the helicopter from following the attitude command for large stick command. Auto-trim controller can delay SAS actuator's saturation by utilizing trim actuators and allows the attitude command response type for larger stick command. This paper describes the control law for limited authority system of helicopter with auto-trim. Limited authority system is applied to BO-105 linear dynamic model and simulation is performed along with handling quality analysis.

• 한국항공운항학회지
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• 제20권1호
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• pp.86-93
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• 2012

Fuzzy control has emerged as a practical alternative to classical control schemes in controlling certain time-varying, nonlinear, and ill-defined processes. As the current of this kind of a research paradigm, we concluded that there is a need for application study of a fuzzy control theory to the flight control systems of small aircraft being to be developed at KARI. And then, this preliminary study was carried out to the automatic landing system of the canard aircraft (Firefly) for the purpose of the preparation of extension of research contents and various application areas, in which FMRLC was chosen as the fuzzy controller of the system.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제18권2호
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• pp.87-93
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• 2012

In this paper, a formation guidance method for UAVs (Unmanned Aerial Vehicles) to simulate the formation flight of birds proposed. The proposed method solves all issues of approaching for formation, formation keeping, and scarce chance to be collided with each UAV during formation process. Also, we design the feedforward controller to compensate the change of speed and heading for maneuvering of the leader UAV and the feedback controller to consider the response lag of the system. The stability and performance of the proposed controller is verified via numerical simulations of the full 6-Dof model of UAV.

• 전자공학회논문지SC
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• 제47권2호
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• pp.55-59
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• 2010

현재 움직이는 물체의 운동을 제어하기 위해 하중이라는 개념의 사용이 시도되고 있다. 하중이라는 제어 개념으로 불확실성으로 인한 비선형성을 포함한 시스템에서 보다 신뢰성 있는 제어값을 찾기 위해, 기존의 선형화 방법에 의한 상태방정식에서 제어값을 찾는 문제와 달리 비선형 하중 모델에서 직접 제어 값을 찾는 방법이다. 본 논문에서는 동력이 없고 제어되지 않는 자유 낙하 물체를 비선형 하중모델로 구현해보고, 외란에 따라 낙하하는 물체에 작용하는 하중값을 분석해 본다. 또한 이러한 외란에 의해 발생한 하중값에 따른 낙하 경로를 구한다. 본 논문의 연구결과는 비선형 모델 예측 제어 시스템에 적용하여 다 연장로켓, 추진력을 갖지 않은 GPS 유도탄 그리고 우주비행체의 지상귀환 제어시스템의 정밀도 향상을 위해 이용될 수 있다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제10권2호
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• pp.112-124
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• 2004

A neural network based adaptive reconfigurable flight controller is presented for a class of discrete-time nonlinear flight systems in the presence of variations of aerodynamic coefficients and control effectiveness decrease caused by control surface damage. The proposed adaptive nonlinear controller is developed making use of the backstepping technique for the angle of attack, sideslip angle, and bank angle command following without two time separation assumption. Feedforward multilayer neural networks are implemented to guarantee reconfigurability for control surface damage as well as robustness to the aerodynamic uncertainties. The main feature of the proposed controller is that the adaptive controller is developed under the assumption that all of the nonlinear functions of the discrete-time flight system are not known accurately, whereas most previous works on flight system applications even in continuous time assume that only the nonlinear functions of fast dynamics are unknown. Neural networks learn through the recursive weight update rules that are derived from the discrete-time version of Lyapunov control theory. The boundness of the error states and neural networks weight estimation errors is also investigated by the discrete-time Lyapunov derivatives analysis. To show the effectiveness of the proposed control law, the approach is i]lustrated by applying to the nonlinear dynamic model of the high performance aircraft.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제12권10호
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• pp.1002-1011
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• 2006

In this paper, a lateral vehicle control using the concept of control configured vehicle(CCV) is presented. The control objectives for the lateral dynamics of a vehicle include the ability to commend a chosen variable without significant motion change in other specified variables. The analysis techniques fur decoupling of the aircraft motions are utilized to develop vehicle lateral control with advanced mode. Vehicle lateral dynamic is determined to have the steering input and control torque input. The additional vehicle modes are also defined to using CCV concept. We use right eigenstructure assignment techniques and command generator tracker to design a control law for an lateral vehicle dynamics. The desired eigenvectors are chosen to achieve the desired decoupling(i.e., lateral direction speed and yaw rate). The command generator tracker is used to ensure steady-state tracking of the driver's command. Finally, the developed design is utilized by using the lateral vehicle dynamic with four wheel.

• 한국항행학회논문지
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• 제7권2호
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• pp.171-179
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• 2003

본 논문에서는 항공기 센서와 구동장치 고장시 신경회로망을 이용하여 이를 대처하는 고장보완시스템에 대해서 고려한다. 센서 고장의 경우에는 비행동역학적 관계식을 적절히 이용하여 신경회로망으로 센서고장을 진단/규명하고 고장난 센서를 대체할 수 있는 시스템을 설계하고 또한 구동장치의 고장이나 조종면의 일부 파손시 이를 진단/규명하고 보완하여 새로운 트림상태로 안정화시키는 제어시스템을 제안한다. 설계된 두 보완시스템을 하나의 가격함수로 통합하여 운용하는 알고리즘을 제안하며 이의 검증을 위해 센서와 구동장치의 고장을 가상적으로 설정하여 시뮬레이션함으로써 보완시스템의 성능을 확인한다.

• 항공우주기술
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• 제1권1호
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• pp.84-96
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• 2002

본 연구는 차세대 국내 통신위성 전력계 서브시스템 비행모델 설계의 기본 지침서로 사용하기 위한 것이다. 이러한 목적을 위해 전력계 시스템은 모든 기대되는 위성 임무기간동안 서브시스템 규격서에 제시된 성능요구사항을 만족시키기 위해 설계되어졌다. 조절된 전력 버스는 전력제어 및 분배장치로부터 다양한 위성부하까지 42.5V로 분배되어지고 태양전지 어레이들은 6개의 패널로 구성하였다. 한 패널은 3개의 회로로 구성되며 각 회로는 7개의 스트링으로 설계되어졌다. 배터리 시스템은 2개의 배터리로 구성되어졌으며 각 배터리는 26개(IPV) NiH2셀로 구성되어졌다. 배터리는 80% DOD(Depth of Discharge)에서 에너지의 2878Watt-hours를 공급할 수 있는 용량으로 설계되어졌다.

• 대한임베디드공학회논문지
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• 제11권6호
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• pp.343-351
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• 2016

In this study, we implemented a formation flight control system using two drones. Ground control system communicates with drones by MAVLink protocol, does keep watch on drone's status and sends simultaneously formation flight instructions to drones in real time. Two drones have been able to fly by a formation flight algorithm without crashing while maintaining the same speed, and a constant distance and altitude.

• 국방과기술
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• 5호통권267호
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• pp.52-59
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• 2001

본딩은 전기/전자 시스템뿐만 아니라 연료, 엔진, 비행제어, 유/공압계통 등에서도 안전한 전기적인 운용을 하기 위해서 필요하다. 항공기 개발에서 본딩은 설계시부터 요구조건을 두어 엄격히 관리해야 하며, 제작시에도 제시된 요구조건에 맞게 본딩을 해야 한다. 항공기의 전기/전자계통 설계시 요구성능과 항공기 및 운용자의 안전성 확보를 본딩 계통의 설계목표로 설정하고, 세부적인 본딩 요구조건과 유사기종의 설계개념을 보완하여 현실적으로 적용가능한 적용분야별 본딩 설치 및 설계 요구조건을 정립하는 것이 매우 필수적이라고 판단된다. 이 글에서는 항공기 설계시 고려해야 되는 본딩 일반요구조건에 대하여 기술해 보고자 한다.