• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제14권8호
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• pp.824-836
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• 2008

Relaxed static stability(RSS) concept has been applied to improve aerodynamic performance of modern version supersonic jet fighter aircraft. Therefore, flight control systems are necessary to stabilize an unstable aircraft, and provides adequate handling qualities and achieve performance enhancements. Standard FCSDVP (Flight Control System Design and Verification Process) is provided to reduce development period of the flight control system. In addition, if this process is employed in developing flight control system, it reduces the trial and error for development and verification of flight control system. This paper addresses the flight control system design and verification process for the RSS aircraft utilizing design goal based on military specifications, linear and nonlinear system design and verification based on universal software, handling quality test based on HILS(Hardware In-the-Loop Simulator) environment, and ground and flight test results to verify aircraft dynamic flight responses.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제17권9호
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• pp.851-856
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• 2011

In this paper, the fuzzy output-feedback controller is addressed for a discrete-time nonlinear interconnected systems with common input. The nonlinear interconnected system is represented by a T-S (Takagi-Sugeno) fuzzy model. Based on T-S fuzzy interconnected system, the fuzzy output-feedback controller is designed with common input. The stability condition of the closed-loop system is represented to the LMI (Linear Matrix Inequality) form. PEMFC model is given to show the verification of the controller discussed throughout the paper.

• 한국정밀공학회지
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• 제21권10호
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• pp.137-146
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• 2004

This is the second of two companion papers concerned with the analysis and design of a pneumatic vibration isolation system. The properties of the system are clarified by observation of the transmissibility surface calculated by the models and algorithm developed in the first paper of this research. It Is shown that the nonlinear model proposed in this research is more closer to experimental results than the linear model that have been used in previous studies. The design optimization of the major design variables that affect the performance of the system is achieved by using the condition for attenuation, disturbance rejection and maximum damping in resonance peak. The design space search method is adopted for the optimization of the orifice area. The models, transmissibility calculation algorithms and design optimization techniques developed in this research are shown to be greatly helpful to the optimal design of the pneumatic vibration isolation system by experiment.

• 한국지능시스템학회논문지
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• 제21권4호
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• pp.423-429
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• 2011

본 논문은 고분자 전해질 연료전지 시스템(PEMFC)을 위한 비선형 상호결합 시스템의 분산 퍼지 제어기 설계 기법을 제안한다. 이를 위해 연료전지 시스템의 비선형성을 확인하고, Takagi-Sugeno (T-S) 퍼지 모델링을 통하여 비선형 시스템을 퍼지 모델로 변환한다. 변환된 퍼지 모델을 기반으로 퍼지 관측기를 설계하고 퍼지 시스템을 안정화 시킬 수 있는 분산 퍼지 제어기를 설계한다. 폐루프 시스템의 안정도 조건을 선형 행렬 부등식으로 나타내고, 부등식을 이용하여 제어기의 이득값을 구한다. 마지막으로, 모의실험을 통하여 제어기의 효용성을 평가한다.

• 전력전자학회:학술대회논문집
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• 전력전자학회 2017년도 전력전자학술대회
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• pp.365-366
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• 2017

LLC resonant DC-DC converter is widely used in many kinds of applications such as battery energy storage systems, wireless power transfer and high voltage power supply. It is because of characteristics like high efficiency, power density, isolation, wide power level and stability enhancement at high switching frequency. Small signal modeling helps to design controller of the converter by approximating the behavior of nonlinear system with linear state equations. This paper presents comparison between small signal modeling analysis and experimental results of LLC resonant converter.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제17권1호
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• pp.79-87
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• 2023

항공기의 비행 제어법칙을 설계하기 위해서는 정확한 항공기 운동모델이 요구되며, 이를 구축하기 위한 공력 데이터베이스(DB)를 획득하는 데는 일반적으로 많은 횟수의 풍동시험을 수행해야 한다. 그러나 유인 항공기의 무인화 과정과 같이, 대상 항공기의 비행시험 데이터가 존재하는 경우, 파라미터 추정기법과 DB튜닝 절차를 통해 항공기 운동모델을 획득할 수 있다. 본 논문에서는 KC-100 항공기의 무인화를 위한 비선형 모델 구축 과정 및 검증 방법에 관해 기술한다. 추정기법 적용의 적합성을 판단하는 비행데이터 유효성 분석 과정과 최대공산 추정법을 사용한 선형모델 추정, 그 결과를 활용하는 공력 DB튜닝 과정과 이를 통해 최종 구축된 비선형 모델에 FFS 기준을 적용한 검증 결과를 제시한다.

• 전기전자학회논문지
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• 제26권4호
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• pp.577-583
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• 2022

위상고정루프에 대해 선형 위상-도메인 모델링을 진행하여 시스템의 안정성을 고려한 각 블록의 설계 매개 변수들을 설정한 이후 빠른 동작 특성을 확인하기 위해 Verilog-HDL 기반의 모델링을 수행할 수 있다. 이때 단순한 동작 특성뿐 아니라 위상잡음 및 비선형 특성까지 모델링에 반영할 수 있는데, 본 논문에서는 디지털-시간 변환기(DTC)의 비선형 특성 및 디지털 조정 발진기(DCO)의 위상잡음 모델링을 추가로 소개한다. 동작 모델을 사용하여 시스템 레벨의 설계를 마치면 시간-도메인 영역에서 과도 응답 시뮬레이션을 진행하여 설계 타당성을 확인할 수 있으며, 출력 신호 결과를 위상잡음 그래프로 나타내어 이를 이상적인 위상잡음 그래프와 비교함으로써 동작과 성능에 대한 검증이 가능함을 나타내었다. 시간-도메인 영역에서 시뮬레이션 소요시간 비교를 위해 TSMC 0.18-㎛ 공정을 사용한 아날로그 위상고정루프의 설계 결과와 비교하였으며, 6 us의 과도 응답 해석을 진행했을 때 1.43초로 트랜지스터 레벨의 아날로그 설계 방식(692초) 대비 484배 빠른 시뮬레이션 시간을 나타내었다.

• 한국CDE학회논문집
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• 제20권1호
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• pp.84-92
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• 2015

In this study, we describe a method to analysis dynamic behavior of an offshore wind turbine in the frequency domain and expected effects of the method. An offshore wind turbine, which is composed of platform, tower, nacelle, hubs, and blades, can be considered as multibody systems. In general, the dynamic analysis of multibody systems are carried out in the time domain, because the equations of motion derived based on the multibody dynamics are generally nonlinear differential equations. However, analyzing the dynamic behavior in time domain takes longer than in frequency domain. In this study, therefore, we describe how to analysis the system multibody systems in the frequency domain. For the frequency domain analysis, the non-linear differential equations are linearized using total derivative and Taylor series expansions, and then the linearized equations are solved in time domain. This method was applied to analysis of double pendulum system for the verification of its effectiveness, and the equations of motion for the offshore wind turbine was derived with assuming that the wind turbine is rigid multibody systems. Using this method, the dynamic behavior analysis of the offshore wind turbine can be expected to take less time.

• 한국지진공학회논문집
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• 제3권3호
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• pp.63-74
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• 1999

대형구조물의 진동감소를 위한 슬라이딩 모드 퍼지 제어기(Sliding Mode Fuzzy Control SMFC)에 대하여 연구하였다 본 제어기에 사용된 퍼지 추론기의 규칙은 비선형 제어기법의 하나인 슬라이딩 모드 제어기를 기반으로 하여 구성되었다 그결과 제어기의 퍼지성은 제어시스템을 시스템 계수의 불확실성과 구조물에 작용되는 외부하중의 불확실성에 대하여 강인한 성질은 갖게 하였으며 제어 규칙의 비선형성으로 인하여 제어기는 선형제어기에 비하여 보다 효율적인 되었다 복잡한 수학 해석에 기반한 종래의 제어기법에 비하여 퍼지 이론에 기반한 본 제어기법은 제어기의 설계절차가 매우 편리하다는 장점을 갖게 된다. 제안된 제어기법의 검증을 위하여 미국 토목학회 산하 구조제어위원회(ASCE Committee on Structural Control)에서 주도한 벤치마크 문제에 대하여 적용시켜 보았다 본 연구의 제어결과를 다른 연구자들에 의하여 발표된 {{{{ ETA _mixed _2$\infty$ }}, optimal polynomial control neural networks control 슬라이딩 모드 제어의 벤치마크 결과와 비교하였으며 그 결과 제안된 제어기법이 구조물의 진동을 매우 효율적으로 감소시키며 제어기의 설계절차가 쉽고 편리함을 확일 할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권12호
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• pp.1217-1222
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• 2010

본 논문은 근접감시 무인항공기(KUS-9)의 비행제어 소프트웨어(S/W) 개발 과정과 모델기반 개발 기술 적용 결과를 다룬다. 대표적인 상용 모델기반 설계도구인 MATLAB $Simulink^{(R)}$를 활용하여 통합개발 환경을 구축하고 비행제어법칙, 운용로직, 비행 시뮬레이션 모델, HILS(Hardware-in-the-Loop Simulation) 시스템 모델을 설계하였다. 설계 과정에서 요구사항 충족을 위한 시뮬레이션 및 동료검토를 수행하고 DO-178B 검증 도구를 이용하여 모델을 검증한 후 S/W시험 도구를 통해 C코드의 무결성을 검증하였다. 탑재 소프트웨어는 두 기종의 하드웨어 및 실시간운용체제(${\mu}C$/OS-II, VxWorks)에 탑재하여 HILS시험과 비행시험을 수행하였다. 모델기반 개발 기법을 적용함으로써 S/W 재사용성과 확장성을 확보하고 자동코드생성 기술을 이용하여 고신뢰 비행제어 S/W를 단기간에 성공적으로 개발하였다.