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문건희,서민국,홍성민,심상욱,탁민제,전병을 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11
본 논문은 고고도 방어유도탄의 직격 요격체 표적 지향 기동을 위한 쿼터니언 기반 자세제어기 설계에 대하여 다룬다. 요격체가 표적을 Lock On 하기 위해서, 요격체 탐색기의 FOR 안에 표적의 상이 들어와야 한다. 따라서 요격체는 필요한 기준조준방향으로 표적을 바라보도록 자세제어를 한다. 요격체는 강체 운동모델로 모사하며, 시선벡터와 기준조준방향벡터 사이 관계로부터 에러 쿼터니언을 계산하여 이를 되먹임하여 자세제어 명령을 생성한다. 시뮬레이션을 통하여 제안한 방법으로 요격체가 고유회전축에 대해 회전하는 것을 검증하였다. This paper addresses the quaternion based attitude controller design for the target steering of a direct hit kill vehicle of a high altitude defense guided missile. The target should be entered into the field of regards of the kill vehicle to lock on the target. Thus the kill vehicle controls attitude to look the target in the needed reference aim direction. The kill vehicle imitated as an rigid body model, the error quaternion is calculated from the relationship between the LOS and the reference aim direction, and from the error quaternion feedback, the control command is made. It is shown through a computer simulation that the proposed method rotates the kill vehicle along the eigen axis.
문건희,이병윤,유동완,이해인,탁민제 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.4
본 논문은 KAIST Arena Real-time Positioning Environment 를 이용하여, AR Drone 쿼드로터의 회전 관성 모멘트를 측정하는 실험을 다룬다. 바이필러 진자는 두 개의 평행한 줄로 연결된 비틀림 진자로, 비행체의 회전관성량 측정에 자주 활용되어 왔다. 이 실험에서는 KARPE 로부터 획득한 시간에 따른 진자의 각도 변위에 매개 변수 최적화 기법을 적용하여, 비선형 모델에 맞는 최적 계수를 계산하고, 이로부터 회전 관성량을 측정한다. 실험과 컴퓨터 3D 디자인으로부터 구한 관성량을 서로 비교하여 컴퓨터로 구한 관성량을 검증한다. This paper is about an experiment measuring moment of inertia of AR Drone quad-rotor, using KAIST Arena Realtime Positioning Environment. A bifilar pendulum is a torsion pendulum consisting of two parallel wire, which is often used to measure the mass moment of inertia of aerial vehicle. In this experiment, adapting the parameter optimization method on the angle distance data of pendulum gained from the KARPE, it calculates the optimal coefficient of nonlinear model, and additionally get mass moment of inertia. By comparing the moment of inertia of experiment and that of 3D computer design, this paper confirms the moment of inertia.
레이더 추적 문제에 대한 비선형 칼만 필터 선택과 효율 개선
문건희,박정우,장대성,탁민제,노지은 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4
논문은 레이더 추적 문제에 적용하기 위한 비선형 칼만 필터의 선택과 비선형 필터의 연산부하를 줄이는 아이디어에 관한 내용을 담는다. 최신 전투기들은 능동 전자주사 위상배열 레이더를 장착하는 추세이며, 이러한 레이더 측정 모델은 비선형식으로 표현된다. 따라서 비선형 필터링 문제가 수반되며, 여기에 사용 가능한 비선형 칼만 필터의 종류로는 확장 칼만 필터, 무향 칼만 필터, 그리고 구적 칼만 필터 등이 있다. 여기서 표적의 동적 거동은 싱어 모델, 등속도 모델, 혹은 균등 선회 모델 등의 선형함수로 표현 할 수 있다. 이 논문에서는 레이더 표적 추적 문제의 비선형성과 연산부하에 맞는 필터를 선택하고, 운동 모델이 선형임에 착안하여 필터의 연산 효율을 개선하는 방안을 제시한다. This paper addresses about a selection procedure and ideas to decrease the computation load on nonlinear Kalman filters for the radar tracking problem. Modern air fighter have adopted the active electronic scanned array radar(AESA), which can be modeled as a nonlinear measurement equation. Therefore there are the nonlinear filtering problem, naturally, and one can use the extended Kalman filter(EKF), unscented Kalman filter(UKF) or quadrature Kalman filter(QKF) so on. Here the dynamic motion of target is modeled as a linear equation such as singer model, constant velocity model, or coordinate turn model. This paper selects an appropriated filter in the senses of the nonlinearity of radar target tracking problem and filter calculation load, and proposes a method to enhance the computational efficiency, from an insight that the dynamic model is linear.
Generalized Polynomial Guidance for Terminal Velocity Control of Tactical Ballistic Missiles
문건희,탁민제,한두희,손재열 한국항공우주학회 2021 International Journal of Aeronautical and Space Sc Vol.22 No.1
This paper proposes generalized polynomial guidance for controlling the terminal velocity vector (speed and flight path angle), which could be critical for the effectiveness of the warhead of tactical ballistic missiles. A polynomial reference trajectory satisfying the initial and terminal altitudes and flight path angles is introduced with a guidance parameter that can be chosen to change the terminal speed. A single differential equation of the speed along the reference trajectory is then derived and an iterative search method for determining the guidance parameter to satisfy the prescribed terminal speed is proposed. Numerical simulation study with various impact angle and terminal speed constraints is conducted to demonstrate the performance of the proposed guidance method for terminal velocity control. Robustness of the proposed method to drag variations is also investigated to check the feasibility of generalized polynomial guidance for a practical purpose.
문건희,최원용 한국공업화학회 2015 한국공업화학회 연구논문 초록집 Vol.2015 No.0
가시광 광촉매인 carbon nitride (C3N4)는 탄소와 질소로만 이루어져 있어 경제성이 뛰어날 뿐 아니라, 넓은 pH 조건에서 광분해 (photo-corrosion)에 대한 안정성이 다른 가시광 활성 광촉매에 비해 탁월하여 활발히 연구가 되고 있는 소재중하나이다. 하지만 낮은 광효율은 실용화를 저해하는 걸림돌로 작용하였고, 이를극복하기 위해 본 연구에서는 낮은 (C3N4)의 광효율을 개선하기 위해, 칼륨과 인산염을 C3N4의 구조내에 동시에 도입하고 proton coupled electron transfer(PCET) 반응을 유도하여 과산화수소 발생을 극대화시키고자 하였다. 순수한C3N4와 비교하여 개질된 C3N4의 경우 과산화수소 발생에 대한 광활성이 자외선조사 하에 약 13.2배, 가시광 조사 하에 약 8.2배가 향상되는 것을 관찰하였다. 하지만, 수소 발생의 경우 두 샘플 모두 12시간 자외선을 조사했음에도 불구하고 무시할 정도의 양 (0.1 μmol 이하)만 측정할 수 있었다. 이는 개질된 C3N4가 양성자환원반응에 의해 생성되는 수소보다는 수소와 산소가 반응에 동시에 참여하는 과산화수소 생성에 선택성을 갖는다는 것을 나타낸다. C3N4 내에 존재하는 인산염과 칼륨은 다양한 분석방법을 통해 증명되었으며, 본 발표에서 자세히 언급할 예정이다.
공진화를 이용한 고고도 장기체공 무인기 종방향 제어기 설계
문건희,박현주,최의환,윤남경,김기덕,전병주,안재명,방효충,탁민제 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11
본 논문은 고고도 장기체공 무인기의 종방향 제어기의 구조 및 공진화 기법을 활용한 제어기설계과정을 담는다. HALE 무인기는 느리고 안정적인 비행이 중요하므로, 추력기반 고도제어와 자세기반 속도제어 구조의 제어기가 바람직하며, 자세 변화로 인한 무인기 고도 반응을 개선하기 위해 속도 고도상호작용 피드백을 추가한 형태의 제어기를 제시한다. 제어기 설계과정을 구속조건이 있는 최적화 문제로 정식화하고, 공진화 기법을 활용하여 자동으로 설계한다. 설계된 제어기를 선형 시뮬레이션을 통해 검증한다. This paper addresses the longitudinal controller structure of the high altitude long endurance unmanned aerial vehicle and the design, using co-evolutionary augmented lagrangian method (CEALM). As the slow and stable flight quality is important for the HALE UAV, the throttle based altitude control and the attitude based velocity control structure are proper for the system. To improve the altitude response caused by the attitude change, this paper proposes the velocity height interaction scheme. The control process is automated with the CEALM by formulating the gain tuning process as a constrained optimization problem, after then the controller is tested on the linearized flight model simulation.