• 대한기계학회:학술대회논문집
• /
• 대한기계학회 2004년도 추계학술대회
• /
• pp.625-630
• /
• 2004

An advanced method of Relaxed Static Stability (RSS) is utilized for improving the aerodynamic performance of modern version supersonic jet fighter aircraft. The laws of flight control system utilize RSS criteria in both longitudinal and lateral-directional axes to achieve performance enhancements. Particularly, the design of longitudinal control laws for utilizing RSS methods greatly affects the performance of the aircraft in Air-to-Air Tracking and Air-to-Ground modes, which improves weapon delivery. In the area of Airto- Air Tracking, the development of longitudinal control laws aids in the fine tracking and gross acquisition of other aircraft. This paper proposes that Air-to-Air fine tracking can be improved via RSS control law design methods without effecting Air-to-Air gross acquisition.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제40권2호
• /
• pp.165-170
• /
• 2012

본 논문에서는 비행체 날개의 조종면에 작용하는 힌지 모멘트 분석을 위한 시험적 방법 및 결과를 수록하였다. 비행 공력 하중에 의하여 조종면에 힌지 모멘트가 작용할 경우, 조종면 구동장치에서 측정된 각도와 실제 조종면의 각도 사이에 탄성 변형에 의한 차이가 발생하며, 이 차이를 측정하여 힌지 모멘트로 환산할 수 있다. 이를 위하여 지상에서 조종면 구동장치 시스템의 비틀림 강성을 측정하기 위한 정하중 시험 및 조종면 각도 센서 교정시험을 수행하였다. 이 결과를 이용하여 비행 중 작용하는 힌지 모멘트를 계산할 수 있으며, 또한 체결부위의 미끄러짐 및 백래시 등의 기계적 오차도 예측할 수 있다. 실제 비행시험 결과를 이용하여 조종면에 작용한 힌지 모멘트를 계산한 결과와 수치 해석 결과의 비교를 통하여, 제시된 하중 측정 방법의 타당성을 입증하였다.

• Journal of Mechanical Science and Technology
• /
• 제17권3호
• /
• pp.329-335
• /
• 2003

EALQR (Linear Quadratic Regulate. design with Eigenstructure Assignment capability) has the capability of exact assignment of eigenstructure with the guaranteed margins of the LQR for MIMO (Multi-Input Multi-Output) systems. However, EALQR undergoes a restriction on the state-weighting matrix Q in LQR to be indefinite with respect to the region of allowable closedloop eigenvalues. The definiteness of the weighting matrix is closely related to the robustness property of a given system. In this paper, we derive a relation between the indefinite weighting matrix Q and the robustness property for EALQR. The modified frequency domain inequality, that could be guaranteed by EQLQR with an indefinite weighting matrix, is presented.

• 제어로봇시스템학회논문지
• /
• 제6권11호
• /
• pp.974-980
• /
• 2000

In this paper, we present a method that has flexibility of exact assignment of eigenstructure with the stochastic robustness for LTI(Linear-Time-Invariant) systems. The stochastic robustness of LTI systems is determined by the probability distributions of closed-loop eigenvalues. The probabilistic stability region is presented stochastically using the Monte Carlo evaluations. The proposed scheme is applied to designing a simple system and a flight control system with stochastic parameter variations to confirm the usefulness of the scheme.

• 항공우주시스템공학회지
• /
• 제15권5호
• /
• pp.8-15
• /
• 2021

본 논문은 고기동 제트항공기의 종축 비행성 요구도를 만족하기 위해 최적화 기법을 이용한 설계 방법에 관해 기술한다. 대상 항공기는 모델 역변환 기법이 적용되었으며, 제어이득 최적화로 종축 단주기 비행성 요구도를 만족하지만, 안정성 여유 항목이 고려되지 않았다. 안정성 여유를 만족하지 못하는 경우 개선을 위해 시행 착오법 등을 통한 이득의 직접 재조정이 필요하며, 이를 개선하기 위해 추가적인 보상기와 최적화 구속조건을 추가한 제어이득 최적화 방안을 제시하였다. 또한, 최적화 결과에 대한 비행성 만족도를 재평가하였으며, 최적화 구속조건으로 설정된 비행성 요구도가 반영하지 못하는 시간 반응의 수렴성과 정상상태 오차에 대한 추가적인 제어법칙 평가 기준 설정 및 그 결과에 관해 기술한다.

• International Journal of Control, Automation, and Systems
• /
• 제1권3호
• /
• pp.315-320
• /
• 2003

This paper presents a control augmentation system (CAS) based on the dynamic model inversion (DMI) architecture for a highly maneuverable aircraft. In the application of DMI not treating actuator dynamics, significant instabilities arise due to limitations on the aircraft inputs, such as actuator time delay based on dynamics and actuator displacement limit. Actuator input saturation usually occurs during high angles of attack maneuvering in low dynamic pressure conditions. The pseudo-control hedging (PCH) algorithm is applied to prevent or delay the instability of the CAS due to a slow actuator or occurrence of actuator saturation. The performance of the proposed CAS with PCH architecture is demonstrated through a nonlinear flight simulation.

• 제어로봇시스템학회논문지
• /
• 제20권11호
• /
• pp.1098-1102
• /
• 2014

Localization of aerial vehicles and map building of flight environments are key technologies for the autonomous flight of small UAVs. In outdoor environments, an unmanned aircraft can easily use a GPS (Global Positioning System) for its localization with acceptable accuracy. However, as the GPS is not available for use in indoor environments, the development of a SLAM (Simultaneous Localization and Mapping) system that is suitable for small UAVs is therefore needed. In this paper, we suggest a vision-based SLAM system that uses vision sensors and an AHRS (Attitude Heading Reference System) sensor. Feature points in images captured from the vision sensor are obtained by using GPU (Graphics Process Unit) based SIFT (Scale-invariant Feature Transform) algorithm. Those feature points are then combined with attitude information obtained from the AHRS to estimate the position of the small UAV. Based on the location information and color distribution, a Gaussian process model is generated, which could be a map. The experimental results show that the position of a small unmanned aircraft is estimated properly and the map of the environment is constructed by using the proposed method. Finally, the reliability of the proposed method is verified by comparing the difference between the estimated values and the actual values.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제47권6호
• /
• pp.446-459
• /
• 2019

본 논문은 헬리콥터 시뮬레이터의 기술적 현황과 향후 전망을 살펴보는 것에 목적이 있다. 서론에서는 시뮬레이터의 개념과 헬리콥터를 중심으로 한 비행 시뮬레이터의 개발 역사에 대해 간략하게 정리하였다. 본론에서는 헬리콥터 시뮬레이터의 기술현황과 신뢰성 평가를 위한 인증방안으로 미 연방 항공국(FAA)과 유럽 항공 안전청(EASA) 인증을 소개했으며, 또한 비행 시뮬레이터의 신뢰성을 높이기 위해 해결해야할 문제점들과 향후 발전 방향에 대해 논의하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제41권3호
• /
• pp.226-232
• /
• 2013

소형 무인항공기의 동력장치로 연료전지 시스템을 적용하기 위해 화학수소화합물 수소 저장방법을 이용한 소형 수소 발생 제어장치를 설계하였다. 효율이 높은 소형/경량 수소 발생 제어장치를 설계하기 위하여 $NaBH_4$ 수용액 공급 유량에 따른 Co-B 촉매의 수소 전환율을 확인하였고, 100W 스택의 최대 수소 발생량에 적합한 Co-B 촉매양을 제안하였다. 효율적인 연료 소모를 위해 Dead-end 방식의 스택을 선택하였고, 수소 발생 제어장치 내부 압력을 이용한 펌프 on/off 제어로 수소 생성량을 제어하였다. 소형 수소 발생 제어장치를 이용한 연료전지 시스템의 각 작동구간에서 안정된 운전을 확인하였다. 장시간 운전 실험을 통하여 최대 7시간 운전이 가능하며, 임의의 비행 프로화일에 요구되는 추력 프로화일은 최소 4시간 이상 조정 가능함을 확인하였다.

• 항공우주기술
• /
• 제6권2호
• /
• pp.236-244
• /
• 2007

스마트무인기의 기본 비행성능 파악과 비행제어 알고리즘의 검증을 위하여 40% 축소형 비행체를 개발하였다. 축소형 비행체는 실물기와 유사한 형태의 짐발 허브와 드라이브 장치를 채택하였으며 강제 공랭 방식의 왕복엔진을 장착하였다. 축소형 비행체 주요 부품에 대한 다양한 시험을 수행하였고 조립된 축소형 비행체의 지상시험 및 호버링 시험을 통하여 주요 성능과 기계적 내구성을 확인하였다.