• International Journal of Control, Automation, and Systems
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• 제1권2호
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• pp.194-202
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• 2003

In this paper, we introduce a category of Multi-FNN (Fuzzy-Neural Networks) models, analyze the underlying architectures and propose a comprehensive identification framework. The proposed Multi-FNNs dwell on a concept of fuzzy rule-based FNNs based on HCM clustering and evolutionary fuzzy granulation, and exploit linear inference being treated as a generic inference mechanism. By this nature, this FNN model is geared toward capturing relationships between information granules known as fuzzy sets. The form of the information granules themselves (in particular their distribution and a type of membership function) becomes an important design feature of the FNN model contributing to its structural as well as parametric optimization. The identification environment uses clustering techniques (Hard C - Means, HCM) and exploits genetic optimization as a vehicle of global optimization. The global optimization is augmented by more refined gradient-based learning mechanisms such as standard back-propagation. The HCM algorithm, whose role is to carry out preprocessing of the process data for system modeling, is utilized to determine the structure of Multi-FNNs. The detailed parameters of the Multi-FNN (such as apexes of membership functions, learning rates and momentum coefficients) are adjusted using genetic algorithms. An aggregate performance index with a weighting factor is proposed in order to achieve a sound balance between approximation and generalization (predictive) abilities of the model. To evaluate the performance of the proposed model, two numeric data sets are experimented with. One is the numerical data coming from a description of a certain nonlinear function and the other is NOx emission process data from a gas turbine power plant.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권6호
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• pp.83-91
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• 2006

현대의 고성능 전투기는 공력성능 및 조종성능의 향상을 위하여 대부분 세로축 방향으로 항공기를 불안정하게 설계하는 정안정성 완화 개념을 채택하고 있다. 비행제어법칙의 설계 작업은 불안정하게 설계된 항공기에 안정성을 부여하고, 주어진 비행임무에 대하여 만족스런 조종성능을 발휘할 수 있도록 비행성능을 조작하는 일련의 과정이다. 세로축 무게중심은 무장형상, 연료상태 및 착륙장치의 위치에 영향을 받으며 항공기 안정성에 많은 영향을 미친다. 따라서 무게중심의 이동은 세로축 안정도 여유에 영향을 미친다. 본 논문에서는 운용 시에 발생 가능한 최대 후방 무게중심에 대해 항공기 안정성을 해석하였고, 비행시험을 통해 최종적으로 검증하였다. 선형해석 항목은 세로축 단주기 모드 특성 및 안정도 여유에 관하여 행하였으며, 비선형 해석 항목은 단주기 모드를 해석하기 위해 세로축 가진 입력에 대한 항공기 응답특성을 분석하였다. 또한, 최대 후방 무게중심에서 수행된 고받음각 비행시험 자료를 제시함으로써 T-50 고등훈련기의 비행 안정성을 제시하였다.

• 로봇학회논문지
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• 제1권1호
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• pp.17-24
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• 2006

Though the final goal of mobile robot navigation is to be autonomous, operators' intelligent and skillful decisions are necessary when there are many scattered obstacles. There are several limitations even in the camera-based tele-operation of a mobile robot, which is very popular for the mobile robot navigation. For examples, shadowed and curved areas cannot be viewed using a narrow view-angle camera, especially in bad weather such as on snowy or rainy days. Therefore, it is necessary to have other sensory information for reliable tele-operations. In this paper, sixteen ultrasonic sensors are attached around a mobile robot in a ring pattern to measure the distances to obstacles. A collision vector is introduced in this paper as a new tool for obstacle avoidance, which is defined as a normal vector from an obstacle to the mobile robot. Based on this collision vector, a virtual reflection force is generated to avoid the obstacles and then the reflection force is transferred to an operator who is holding a joystick to control the mobile robot. Relying on the reflection force, the operator can control the mobile robot more smoothly and safely. For this bi-directional tele-operation, a master joystick system using a hall sensor was designed to resolve the existence of nonlinear sections, which are usual for a general joystick with two motors and potentiometers. Finally, the efficiency of a force reflection joystick is verified through the comparison of two vision-based tele-operation experiments, with and without force reflection.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제26권1호
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• pp.75-88
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• 2009

이 연구의 목적은 선형화 과정이 필요 없는 Unscented 변환(Unscented Transformation)을 사용한 후처리 배치 알고리즘을 소개하고, 기존 최소자승법을 이용한 후처리 배치 필터와 반복 UKF 스무더(Iterative Unscented Kalman Filter Smoother)들과 비교하여 추정 방법 간의 성능비교와 장단점을 분석하는 것이다. 연구에 사용된 위성 궤도 결정시스템의 동역학 방정식은 지구의 비대칭 중력장의 영향, 대기항력, 태양복사압 및 달과 태양의 중력으로 구성되었다. 관측 데이터로는 지상국으로부터 측정한 위성의 거리, 방위각과 고도각이 사용되었다. 특히, 비선형성의 영향에 대한 추정 방법 간의 성능과 장단점의 비교를 위해 위성의 포기 궤도오차별, 관측데이터의 관측 잡음의 크기별 테스트를 수행하였다. 이 연구를 통해 소개된, 선형화 과정이 필요 없는 Unscented 변환 기반의 후처리 배치 필터는, 비선형성의 특징이 증대된 상황에서 기존의 후처리 배치 알고리즘들에 비해 초기 궤도오차별, 관측데이터 잡음의 크기별 테스트 시 평균적으로 각각 약 5%와 12%정도의 정밀도 향상결과를 보였다. 또한, 기존 최소자승법을 이용한 후처리 배치필터가 발산한 상황에서도, 수렴성을 확보하는 안정적인 결과를 얻을 수 있었다. 그러므로 Unscented 변환 기반의 후처리 배치필터가 인공위성 궤도 결정 시스템에 효율적으로 사용할 수 있음을 제시하였다.

• 에너지공학
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• 제23권2호
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• pp.49-56
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• 2014

생물학적 하수처리공정에서 안정적인 방류수질 확보와 처리 비용을 적게 하는 것은 매우 중요하다. 하지만 유입수 유량 및 성분 농도의 변화와 미생물의 비선형적인 동특성, 기타 환경 요인에 의해서 최적의 운전 제어를 하기가 쉽지 않기 때문에, 기존의 하수처리장에서는 필요한 양 이상의 폭기 및 화학물질을 과량 주입하는 방법 등을 사용하였다. 본 연구에서는 포기조에서 미생물에 필요한 용존산 소농도를 유지함과 동시에 과폭기로 인한 전력 비용을 감소할 수 있는 최적 제어 방법을 제안하였다. 최적 제어를 위하여 실시간 미생물 호흡률 측정기(Oxygen uptake rate, OUR)을 이용하여 측정하였고, 실시간 호흡률 측정값을 바탕으로 현재 미생물에 필요한 최적 DO 농도를 제안하였으며, 이에 따라 공기송풍기가 자동제어될 수 있도록 구성하였다. 최적 제어 방법을 통하여 하수처리장 포기조의 공기 송풍량에 소요되는 전력비용을 절감할 수 있었다.

• International Journal of Automotive Technology
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• 제8권6호
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• pp.731-744
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• 2007

A method for dynamic analysis and design calculation of a Powertrain Mounting System(PMS) including Hydraulic Engine Mounts(HEM) is developed with the aim of controlling powertrain motion and reducing low-frequency vibration in pitch and bounce modes. Here the pitch mode of the powertrain is defined as the mode rotating around the crankshaft of an engine for a transversely mounted powertrain. The powertrain is modeled as a rigid body connected to rigid ground by rubber mounts and/or HEMs. A mount is simplified as a three-dimensional spring with damping elements in its Local Coordinate System(LCS). The relation between force and displacement of each mount in its LCS is usually nonlinear and is simplified as piecewise linear in five ranges in this paper. An equation for estimating displacements of the powertrain center of gravity(C.G.) under static or quasi-static load is developed using Newton's second law, and an iterative algorithm is presented to calculate the displacements. Also an equation for analyzing the dynamic response of the powertrain under ground and engine shake excitations is derived using Newton's second law. Formulae for calculating reaction forces and displacements at each mount are presented. A generic PMS with four rubber mounts or two rubber mounts and two HEMs are used to validate the dynamic analysis and design calculation methods. Calculated displacements of the powertrain C.G. under static or quasi-static loads show that a powertrain motion can meet the displacement limits by properly selecting the stiffness and coordinates of the tuning points of each mount in its LCS using the calculation methods developed in this paper. Simulation results of the dynamic responses of a powertrain C.G. and the reaction forces at mounts demonstrate that resonance peaks can be reduced effectively with HEMs designed on the basis of the proposed methods.

• 한국전산구조공학회논문집
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• 제23권2호
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• pp.227-234
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• 2010

탄소섬유시트로 보강된 철근콘크리트 보의 휨 거동을 조사하기 위해 하나의 기준보와 8개의 보강보(4개의 NU-보강보, 4개의 U-보강보)에 대한 휨 실험을 수행하였다. NU-보강보는 단부에 U 밴드를 적용하지 않은 보를, U-보강보는 U 밴드를 가진 보를 의미한다. 보강보 실험에서의 실험변수들은 탄소섬유시트의 보강겹수, U 밴드의 적용유무등이 있다. U 밴드를 가진 보강 시스템은 섬유시트의 계면박리 파괴를 지연시키고, U 밴드가 없는 보강시스템보다 나은 연성거동을 나타내 보였다. NU 보강보와 U 보강보 모두에서 섬유시트 겹수의 증가에 따라 최대하중과 휨 강성은 증가하였다. 실험결과들을 이론적인 비선형 휨 해석결과와 비교하였으며, 하중-처짐 선도 및 항복이전단계와 항복이후단계에서의 항복하중, 최대하중, 휨 강성 등이 잘 일치함을 확인하였다.

• Geomechanics and Engineering
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• 제20권5호
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• pp.461-474
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• 2020

Analysing the incompatible deformation and damage evolution around the tunnels in mixed strata is significant for evaluating the tunnel stability, as well as the interaction between the support system and the surrounding rock mass. To investigate this issue, confined compression tests were conducted on upper-soft and lower-hard strata specimens containing a circular hole using a rock testing system, the physical mechanical properties were then investigated. Then, the incompatible deformation and failure modes of the specimens were analysed based on the digital speckle correlation method (DSCM) and Acoustic Emission (AE) data. Finally, numerical simulations were conducted to explore the damage evolution of the mixed strata. The results indicate that at low inclination angles, the deformation and v-shaped notches inside the hole are controlled by the structure plane. Progressive spalling failure occurs at the sidewalls along the structure plane in soft rock. But the transmission of the loading force between the soft rock and hard rock are different in local. At high inclination angles, v-shaped notches are approximately perpendicular to the structure plane, and the soft and hard rock bear common loads. Incompatible deformation between the soft rock and hard rock controls the failure process. At inclination angles of 0°, 30° and 90°, incompatible deformations are closely related to rock damage. At 60°, incompatible deformations and rock damage are discordant due that the soft rock and hard rock alternately bears the major loads during the failure process. The failure trend and modes of the numerical results agree very well with those observed in the experimental results. As the inclination angles increase, the proportion of the shear or tensile damage exhibits a nonlinear increase or decrease, suggesting that the inclination angle of mixed strata may promote shear damage and restrain tensile damage.

• 분석과학
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• 제15권5호
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• pp.399-409
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• 2002

글로우방전 (Glow Discharge)을 이용한 원자방출 분광계의 On-line 분광분석을 위해 개발된 본 시스템을 위한 프로그램은 주변 광학기기들을 제어하는 부분과 스펙트럼의 비선형적인 오차를 줄여 보다 정확한 결과를 얻기 위해 인공지능 기법을 도입한 스펙트럼 해석 부분으로 구성되어져 있다. McPHERSON 207 Monochromator를 GPIB 통신 프로토콜로서 제어하였으며, (주)Photon_Tek에서 제작한 A/D Amplifier를 사용하여 PMT로부터 검출 신호를 측정할 수 있었다. 인공지능 기법인 HNN(Hybrid Neural Network)을 스펙트럼 해석 부분에 도입하여 P, Cu, Fe, Cr, 등의 정성 분석과, Cd 10 ppb의 미량 검출을 통한 정량분석을 기존의 상용화된 방법보다 정확하게 수행할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권8호
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• pp.56-64
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• 2005

모형헬리콥터를 이용한 무인항공기 설계를 위해 비선형 형태의 수학적 모델이 선행되어야 한다. 모형헬리콥터는 실기 헬리콥터에 비해 회전수가 훨씬 높으며 따라서 동특성도 실물기에 비해 훨씬 빠르다는 차이점이 있다. 본 논문에서는 축소형 헬리콥터의 수학적 모델링에 필요한 정식화과정으로서 복잡성을 최소화하면서도 실제의 동특성에 잘 부합하도록 각 구성요소별로 계산한 후 전체로 합산하는 방법을 제시하였다. 제자리 비행과 전진비행에서 수치계산을 통해 트림 값들을 계산하고 제자리 비행조건에서 선형 시스템을 해석하여 모형헬리콥터의 비행모드를 분석하였다. 계산결과 일반적인 경향은 몇 가지 작은 부분 이외에는 대체로 다른 연구결과와 비슷하였다. 이 과정을 검증하기 위해서 비행시험을 수행하여 시스템식별에 의한 결과와 비교하는 연구가 후속 수행될 예정이다.