• 한국항공운항학회지
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• 제19권4호
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• pp.44-50
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• 2011

This paper presents the algorithm for attitude determination of an aircraft using binary image. An image feature vector, which is invariant to translation, scale and rotation, is constructed to capture the functional relations between the feature vector and the corresponding aircraft attitude. An iterated least squares method is suggested for estimating the attitude of given aircraft using the constructed feature vector library. Simulation results show that the proposed algorithm yields good estimates of aircraft attitude in most viewing range, although a relatively large error occurs in some limited viewing direction.

• 한국항해항만학회:학술대회논문집
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• 한국항해항만학회 2006년도 International Symposium on GPS/GNSS Vol.2
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• pp.551-556
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• 2006

위치 정보를 얻기 위해 GPS를 이용하며 다수의 GPS 안테나를 이용하면 자세까지 구할 수 있다. 그러나 실내에서는 GPS 신호 세기가 너무 약해 동작하지 않는 단점이 있다. 본 논문에서는 GPS 대신 Zigbee와 초음파를 이용하여 실내에서도 위치와 자세를 구하는 기법을 제시하였다. Zigbee 신호와 초음파 신호의 도착 시간차로부터 송신기와 수신기간의 거리를 구할 수 있으며 이로부터 위치를 구할 수 있다. 여기에 추가의 발신기를 장착하면 두 발신기의 위치 차이로 정의되는 기저선 벡터를 구할 수 있으며 이로부터 자세를 구할 수 있다. 본 논문에서는 다수의 발신기를 이용하여 효과적으로 기저선 벡터를 구하는 기법과, 이로부터 자세를 구하는 시스템을 구축하였다. 추가로 오차해석을 통하여 구해진 자세의 정확도를 예측하였다. 실제 실험을 통하여 20cm 간격의 두 발신기를 이용하여 1도 이하의 오차를 갖는 방위각과 앙각을 연속적으로 구할 수 있음을 확인하였다.

• 한국지능시스템학회:학술대회논문집
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• 한국지능시스템학회 2007년도 추계학술대회 학술발표 논문집
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• pp.77-81
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• 2007

본 논문은 휴머노이드 로봇의 넘어짐 자세 시 충격량 최소화를 위한 GA 기반의 자세 자동 생성 방법을 제안한다. 관절 공간에서 관절각의 최적 조합으로 충격량을 최소화 할 수 있는 자세의 자동 생성 기법을 구현하였다. 제안된 기법의 검증을 위하여 Sony QRIO 로봇에 대해서 ODE 기반 물리적 특성의 시뮬레이션이 가능한 Webots를 이용하여 실험을 수행하였다.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2000년도 하계학술대회 논문집 D
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• pp.2362-2364
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• 2000

본 논문에서는 자세결정 GPS 수신기에서 출력되는 자세정보와 영속도 정보를 이용하여 SDINS의 새로운 초기정렬 알고리즘을 제안하였다. GPS 수신기의 자세정보와 영속도 정보를 이응하기 위해 새롭게 측정모델을 도출하였으며 가관측성을 조사하여 피치각이 90도가 아닌 경우에 시스템이 완전가관측함을 보였다. Monte-Carlo 시뮬레이션을 통하여 SDINS 오차가 빠르게 영으로 수렴함을 보였다.

• 한국운동역학회지
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• 제18권1호
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• pp.11-19
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• 2008

전국 규모의 경기에서 우승한 선수들을 포함한 남자대학 선수 8명을 대상으로 했다. 피험자의 4명은 펜홀더 그립, 4명은 세이크핸드 그립의 라켓을 사용하며 모두 오른손을 사용했다. 탁구의 포핸드 드라이브와 스매시의 라켓스윙동작과 관련된 각도성분, 스윙궤도, 스윙자세 등의 3차원 각운동 특성을 비교 분석한 결과 다음과 같은 결론을 얻었다. 라켓각(p<.05)과 라켓의 스윙각(p<.01)에서 두 동작 간 유의한 차이를 보였다. 스매시는 백스윙 자세에서 이미 라켓을 세워 라켓각을 크게 유지했으며, 라켓의 스윙각을 작게 해서 볼 스피드에 비중을 두는 것을 알 수 있었다. 또한 백스윙 자세에서 라켓헤드의 높이도 두 동작 간 큰 차이가 나타났다. 임팩트 순간 phg에서 두 동작 간 라켓 장축의 열림각의 차이가 크게 나타난 것을 보면, 볼에 순회전의 스핀을 넣기 위해서 약간 뒤에서 임팩트가 이루어진 것을 알 수 있었다. 백스윙 자세에서 상체의 기울기는 드라이브 동작에서 phg보다 shg에서 상체를 조금 더 구부리는 것은 중립 자세에서 라켓 그립의 구조적 차이로 인한 것으로 판단된다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.176.2-176.2
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• 2012

다목적실용위성 3호의 태양전지판은 위성의 -Z축 방향에 고정되어 있는 방식으로 사용되고 있다. 이로 인해 위성이 임무수행을 위한 자세기동을 하게 되면 태양전지판의 태양입사각 변화에 따라 전력생산량이 변하게 되고 이를 예측하여 최대 방전률(DOD : Depth of Discharge)을 넘지 않는 제한조건 내에서 임무 계획을 수행해야 한다. 전력생산량 및 전력소비량을 예측하기 위해서는 전력 모의실험을 수행해야 하며 이를 위해 위성의 자세 및 위치정보, 임무를 고려한 Mission Profile, 태양입사각, 초기 방전률 값을 생성해야 한다. 본 논문은 태양입사각 계산을 위해 위성의 임무(영상 촬영, 지상국 교신)를 반영한 자세 및 위치 정보를 생성하고, 이 결과를 태양입사각 계산 로직에 적용하여 태양입사각을 생성한 결과를 정리하였다. 생성된 결과의 타당성을 검토하기 위해 상용 툴인 STK를 이용하여 비교를 수행하였다. 또한, 전력 모의실험에 사용된 Mission Profile은 위성 운용에 안정성을 높이며 복잡한 임무 시나리오에 적용이 용이하도록 운용 Margin을 고려하여 생성하였다. 본 논문에서 제시한 방안을 실제 수행된 임무 시나리오에 적용하여 전력 모의실험을 수행하였으며, 그 결과를 임무 수행 후 획득된 위성 Telemetry를 이용한 실측값과 비교하여 전력 모의 실험 결과에 대한 타당성을 검증하였다. 실제 초기 운영결과 제한된 전력 허용 범위 내에서 적용이 가능함을 확인할 수 있었다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.44-44
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• 2003

위성의 자세를 결정하기 위해서는 위성체에 탑재된 각종 센서들을 사용된다. 이러한 센서 중에서 고정밀도의 자세결정을 위해서는 별추적기를 사용한다. 별 추적기를 통한 위성체의 자세결정은 CCD 이미지로부터 여러 가지 별패턴인식(star pattern recognition) 방법을 통하여 CCD의 FOV(Field of View)내의 별들을 인식, 자세정보를 추출하여 이루어진다. 이러한 과정은 운용중인 위성체내에서 실시간으로 처리되어야 하므로 빠른 처리속도, 높은 신뢰도, 그리고 위성체내에 저장되어지는 자료의 양도 가능한 적어야 한다는 제한 요소들이 있다. 이러한 별추적기의 별패턴인식 방법으로는 CCD의 FOV내에 존재하는 각 쌍의 별들의 각거리를 이용하는데, 위성체의 이전자세정보의 필요 여부, searching phase 등에 따라서 나누어진다. 본 연구에서는 선행자료를 필요로 하지 않는 k-vector SPIT(Star-Pair Identification Technique)를 사용하여 CCD이미지와 위성체에 저장된 별 카탈로그(star catalog)와 비교한 후, 각각의 별들을 인식(identification)할 수 있는 알고리즘을 구현하였다. 또한 선행자세자료를 필요로 하는 패턴인식방법을 구현하여 이들을 비교하였다.

• 항공우주기술
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• 제10권1호
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• pp.98-106
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• 2011

본 논문에서는 롤 자세운동이 발생하는 상황에서 안정적인 피치/요 자세제어를 위한 항법쿼터니언 기반 자세제어기 구조를 설계하고, 발사체 6자유도 시뮬레이션을 통해 설계된 제어기의 성능평가를 수행하였다. 항법쿼터니언 자세제어기는 기존 KSR-III, KSLV-I 상단부 자세제어기 설계 경험을 기반으로 고안되었고, 탑재소프트웨어 내에서 효율적인 자세제어 변수 사용 및 KSR-III, KSLV-I 상단부 제어기와 동일한 성능 확보 관점에서 설계되었다. 제안된 새로운 자세제어기 타당성 분석을 위하여 방위각 전환을 위한 롤 기동, 롤 자세제어가 수행되지 않는 두 비행조건에 대해 6자유도 시뮬레이션을 수행, 자세제어 성능을 평가하고 탑재 소프트웨어로서 적용 가능성을 확인하였다.

• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권6호
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• pp.393-400
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• 2022

고고도 교전 시 사용되는 궤도수정 및 자세제어 시스템(Divert and Attitude Control System, DACS)은 고가이며 복잡하다. 본 논문에서는 비교적 단순하고 저가인 추력벡터제어(Thrust Vector Control, TVC)를 탑재한 유도탄의 고고도 종말 유도조종 루프를 제안한다. 본 유도조종 루프는 쿼터니언 피드백 제어기법을 이용하여 진 비례항법유도로 산출된 가속도 명령으로부터 변환된 추력 자세각 명령을 추종하며 유도를 수행한다. 고고도에서 탄도탄에 대한 교전 시뮬레이션을 통하여 제안한 유도조종 루프의 성능을 분석한다.