• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제13권5호
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• pp.422-428
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• 2007

This paper presents a neural network based adaptive control approach to a reconfigurable flight control law that keeps handling qualities in the presence of faults or failures to the control surfaces of an aircraft. This approach removes the need for system identification for control reallocation after a failure and the need for an accurate aerodynamic database for flight control design, thereby reducing the cost and time required to develope a reconfigurable flight controller. Neural networks address the problem caused by uncertainties in modeling an aircraft and pseudo control hedging deals with the nonlinearity in actuators and the reconfiguration of a flight controller. The effect of the reconfigurable flight control law is illustrated in results of a nonlinear simulation of an unmanned aerial vehicle Durumi-II.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권7호
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• pp.35-44
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• 2006

항공기 비행 시, 조종면에 고장이 발생하였을 때 이를 검출하여 제어기를 수정하거나 다른 제어기로 전환하는 방식을 주로 사용한다. 본 논문은 작동기에 고장 발생시 임의의 고장검출 알고리듬을 사용하여 고장을 검출하여, 제어기를 수정/전환하는 방식을 사용하지 않고, 신경회로망과 PCH(Pseudo-Control Hedging) 기법을 이용하여, 발생된 고장정도에 따라 제어기 스스로 판단하여 대체 조종면으로 보상해 주는 재형상 비행제어법칙을 제시한다. 제어시스템은 DMI(Dynamic Model Inversion) 기법을 적용한 내부루프(SCAS : Stability Command Augmentation System)와 Coordinate Turn을 위한 Y축 가속도 피드백 외부루프로 구성한다. 특히 고장 보상을 위해 작동기 포화를 방지하는 PCH 기법을 이중으로 적용하였다. 끝으로 몇 가지 고장상황에 따른 시뮬레이션을 통해 그 가능성을 검증하였다.

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

• 한국항공우주학회지
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• 제41권5호
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• pp.342-349
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• 2013

무인항공기가 외형손상을 입는 경우, 비행역학 특성이 변하기 때문에 손상 이전 설계된 제어기는 더 이상 안정적인 제어성능을 보장하지 않는다. 본 논문에서는 주익의 손상이 일어난 무인항공기에 대해서도 강건한 제어성능을 보장하는 신경회로망 적응제어기법을 소개한다. 구동기의 특성에 의한 제어기의 성능저하를 방지하기 위해 Pseudo Control Hedging (PCH)를 추가적으로 사용하였다. 기체고정좌표계의 중심이 항공기의 무게중심에 위치하지 않는 비대칭 동역학을 사용하였으며, 전익형 무인기를 대상 비행체로 하였다. 날개가 손상되지 않은 모델과 손상된 모델의 풍동시험을 통해 얻은 공력데이터를 이용하여 시뮬레이션을 수행하였다. 시뮬레이션의 결과를 통해 제안된 제어기법이 주익의 손상이 발생한 항공기에 대해서도 여전히 안정적인 조종성능을 보장하는 제어기법임을 검증하였다.