• 한국항공우주학회지
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• 제50권8호
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• pp.541-550
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• 2022

IMM 필터 및 GLRT 기법을 이용하여 무인기용 엔진의 효과적인 실시간 결함 진단 방안을 도출하였다. 이를 위해서 엔진 동적 사이클해석으로부터 선형 진단 모델을 유도하고 잔차 추정을 위한 칼만필터를 도입한 후 각 기법의 특성을 고찰하여 엔진 제어 구동기 및 센서의 결함 진단에 적용하였다. 이 과정에서 IMM 필터로부터 효과적인 FDI 방안을 도출하였고 구동기 결함으로 인한 상태변수의 반응값을 추정하였으며, GLRT로부터는 구동기 및 센서의 결함값 추정과 FDI 기능을 확인하였다. 수치 모의시험 결과를 통해서 FDI를 위한 IMM 필터의 효용성과 각 결함 모드의 결함값 추정을 위한 GLRT 기법의 효용성을 확인하였다.

• 한국정보통신학회:학술대회논문집
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• 한국해양정보통신학회 1999년도 춘계종합학술대회
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• pp.437-441
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• 1999

본 논문에서는 미지입력 외란에 대해서 강인한 새로운 형태의 고장 진단법을 제안한다. 시스템에 구동기만의 고장이 있는 경우는 한 개의 Luenberger 형태의 미지입력 PI 관측기의 설계에 의해 관측 적분 오차를 이용함으로서 구동기의 고장진단이 가능하고, 완벽한 분리가 이루어짐을 보이며, 복합적인 구동기 및 센서의 고장의 경우에는 다중 미지입력 PI 관측기를 출력의 개수만큼 설계함으로서 완벽한 고장진단 및 분리가 이루어짐을 제안한다.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 1999년도 하계학술대회 논문집 B
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• pp.627-629
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• 1999

This paper presents a new FDI scheme based on dynamic fuzzy model(DFM) for the nonlinear system. The dynamic behavior of a nonlinear system is represented by a set of local linear models. The parameters of the DFM are identified in on-line and aggregated to generate a residual vector by the approximate reasoning. The neural network classifer learns the relationship between the residual vector and fault type and used both for the detection and isolation of process faults We apply the proposed FDI scheme to the FDI system design for a two-tank system and show the usefulness of the proposed scheme.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1997년도 한국자동제어학술회의논문집; 한국전력공사 서울연수원; 17-18 Oct. 1997
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• pp.1423-1427
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• 1997

This paper deals with an algebraic approach to FDI observer design procedure. In general, FDI observer can be designed a sLuenbrger-type and equations for unknown input and actuator fault estimation include derivation of system outputs which is not available from the measurement directly. At this point, this paper presents STWS approach which can convert the derivation procedure to the recursive algebraic form by using its orthogonality and disjointess to alleviate such problems.

• 항공우주기술
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• 제3권1호
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• pp.179-187
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• 2004

본 논문에서는 여분의 관성센서 시스템의 고장 검출 및 분리를 위한 Modified SPRT 기법의 문제점을 분석하였고, Modified SPRT 기법의 문제점들을 해결한 Advanced SPRT 기법을 제안하였다. 관성센서 시스템을 대상으로 한 Modified SPRT 기법의 문제점은 패러티 벡터에 포함된 관성센서 오차 요인들과 패러티 벡터 요소들 간의 상관관계 영향에 의해 발생한다. 관성센서 오차 요인을 제거하기 위해 two-stage Kalman filter를 이용한 보상된 패러티 벡터를 제안하였고 패러티 요소들 간의 상관관계 영향을 줄이기 위해 제어된 패러티 벡터를 제안하였다. 그리고 제안된 두 패러티 벡터를 이용하여 Advanced SPRT 기법을 설계하였다. 여분의 관성센서 시스템을 대상으로 한 Advances SPRT 기법의 성능은 시뮬레이션을 통해 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권11호
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• pp.943-951
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• 2015

관성센서는 항법 시스템에서 매우 중요한 요소로서, 다수의 관성 센서를 특정한 기하학적 형상으로 배치하여 시스템의 성능과 신뢰도를 향상시킬 수 있다. 이 때 시스템 신뢰도 향상을 위한 고장검출 및 분리는 배치된 각 센서의 신호를 비교하여 이루어지며, 몇 가지 형태에 대한 최적 조건이 알려져 있다. 본 논문에서는 다중원추 배치형상을 제시하여 항법 최적성능을 위한 조건을 정리하고, 이러한 조건 하에서 기존에 정의된 성능지표를 사용하여 고장검출 및 분리 성능을 분석하였다. 성능지표 비교 결과, 다중 원추배치 형상이 이전에 제시된 다른 형상들보다 고장검출 및 분리 성능 측면에서 더 뛰어나다는 것을 확인하였다.

• 항공우주기술
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• 제12권2호
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• pp.14-23
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• 2013

위성 운용 중 발생할 수 있는 오류에 대한 대비를 고장 관리 설계라고 한다. 고장 관리 설계는 위성에 이상 현상이 나타나는 경우 감지하고 고립시키며, 지상에서 위성과 접속한 이후 오류 사항을 파악하고 대응책을 마련할 때까지 위성을 안전한 상태로 유지하는 기능을 포함한다. 안전 모드 운용은 정상 운용과는 다르게 비행 소프트웨어를 탑재한 탑재 컴퓨터와 전력 제어 및 분배 장치 주관 하에 지상국의 접속 없이 이루어진다. 오류 발생 시 고장 관리 설계에 따라 자동화된 동작이 이루어지는 만큼 지상 시험 단계에서 고장 관리 로직 및 관련 하드웨어가 설계된 대로 동작하는지를 철저하게 검증해야 한다. 또한 실제와 유사한 오류를 위성에 손상 없이 인가해야 한다. 고장 관리 설계 검증시험은 위성을 구성하는 다양한 부분체에 대해서 수행되나 본 논문에서는 저궤도 위성의 비행 모델을 대상으로 수행된 자세제어계와 전력계 시험의 설계에 대해 서술하고 결과에 대해 정리하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권6호
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• pp.570-576
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• 2010

본 논문은 GPS 항공항법에 사용될 수 있는 무결성 감시 알고리즘에 관한 연구로써, 평면상에 수평 투영된 의사거리 잔차와 이용하여 보다 위성 배치 (PDOP)에 따른 한계치를 생성하여, 고장 위성을 식별 및 제거할 수 있는 RAIM 알고리즘을 제시하고 있다. 고장위성의 수평 투영 잔차가 정상 위성의 수평 투영 잔차보다 크다는 점을 수학적으로 증명함으로써, 잔차 수평 투영 비교만으로 고장 가능성이 높은 위성을 식별할 수 있음을 보였다. 또한 성능 평가를 위해 의사거리에 일정한 크기의 바이어스 형태의 고장을 삽입하였고, 기존의 패리티 공간 기법과 성능 비교를 수행하였다.

• 한국지능시스템학회:학술대회논문집
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• 한국퍼지및지능시스템학회 1998년도 추계학술대회 학술발표 논문집
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• pp.204-210
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• 1998

This paper discusses an on-line fuzzy dynamic model(FDM) identification of nonlinear processes for the design of fuzzy model based fault detection and isolation(FDI). The dynamic behavior of a nonlinear process is represented by a fuzzy aggregation of a set of local linear models. The identification is divided into two procedures. The first is the off-line identification of membership function. The second is the on-line identification of the local linear models. Then, we propose a residual generation scheme based on the parameters of local linear models and show that the scheme can be used for the design of FDI

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제4권1호
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• pp.1-8
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• 2003

In this paper, a reconfigurable flight control system is designed by applying the sliding mode control scheme. The sliding mode control method is a nonlinear control method which has been widely used because of its merits such as robustness and flexibility. In the sliding mode controller design, the signum function is usually included, but it causes the undesirable chattering problem. The chattering phenomenon can be avoided by using the saturation function instead of signum function. However, the boundary layer of the sliding surface should be carefully treated because of the use of the saturation function. In contrast to the conventional approaches, the thickness of the boundary layer of our approach does not need to be small. The reachability to the boundary layer is guaranteed by the sliding mode controller. The fault detection and isolation process is operated based on a sliding mode observer. To evaluate the reconfiguration performance, a numerical simulation using six degree-of-freedom aircraft dynamics is performed.