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홍주현(Ju-Hyeon Hong),유창경(Chang-Kyung Ryoo) 한국항공우주학회 2014 韓國航空宇宙學會誌 Vol.42 No.4
스트랩다운 탐색기를 장착한 유도탄의 경우 유도에 필요한 시선각속도 추출을 위해서는 탐색기 측정치인 관측각속도에서 동체각속도 성분을 보상해 주어야 한다. 관측각속도에 포함된 동체각속도와 동체각속도 성분의 보상에 사용되는 자이로 출력인 동체각속도의 신호 특성의 차이는 호밍루프의 불안정성을 야기한다. 본 논문에서는 자이로 출력에 탐색기 지연을 고려하여 보상신호의 특성을 일치시키고, 탐색기 지연에 오차가 있을 경우에도 전체 호밍루프의 안정화를 이루기 위해 유도명령 단에 PID제어기를 적용하는 호밍루프 설계방법을 제안하였다. 보상 전 후의 선형모델 대한 안정성해석을 수행하였고, 비선형 6자 유도 시뮬레이션을 통해 설계된 호밍루프의 안정성과 성능을 검증하였다. For a missile with a strapdown seeker, line-of-sight rate for guidance is obtained by compensating the look angle rate from the strapdown seeker by the body angular rate from rate gyros. However, the body angular rate from rate gyros has different signal properties when it compared to the body angular rate implicitly included in the look angle rate. Typically this discrepancy causes instability of homing loop. In this paper, we propose a design method of homing loop where seeker delay is compulsively placed in the output signal of the rate gyros for accordance of both body rates. Also, PID control loop is considered for obtaining stabilized guidance command even though uncertainties of seeker delay is associated. The stability analysis for the linear homing loop before and after the compensation has been done. The stability and performance of the designed terminal homing loop is verified through full nonlinear 6-DOF simulations.
스트랩다운탐색기와 1축 각속도계를 이용한 관측각제어 호밍루프설계
홍주현(Ju-Hyeon Hong),박국권(Kuk-Kwon Park),박상섭(Sang-Sup Park),유창경(Chang-Kyung Ryoo),조한진(Han-Jin Cho),조영기(Young-Ki Cho) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.4
본 논문에서는 최소센서 조합만을 이용하는 관측각 제어기반 종말유도조종 루프의 설계방안에 대하여 제안하였다. 조종루프에서 필요한 동체자세각속도 피드백 대신 관측각속도 피드백을 적용함과 동시에 종말유도법칙으로 관측각 제어법칙을 적용함으로써 1축 각 속도계와 스트랩다운 탐색기만으로 유도조종루프의 구성이 가능하도록 하였다. 또한 탐색기에서 출력되는 관측각에 시간지연이 있더라도 유도루프의 안정성을 유지할 수 있도록 지연여유를 고려하여 유도루프를 설계하였다. 본 논문에서 제안하는 종말유도조종 루프를 검증하기 위하여 6자유도기반 비선형시뮬레이션을 구성하였고, 몬테카를로 시뮬레이션을 통하여 다양한 불확실성 요소를 고려하여 유도조종루프의 강건성을 검증하였다. In this paper, the terminal homing loop with a IIR-type strapdown seeker and a roll rate gyroscope is proposed. Basically, the proposed homing loop is based on the look-angle-control guidance. Since the range of the seeker is strictly limited, the missile is delivered to a point to lock the target on the seeker via non-guided flight during the midcourse guidance. The non-standard firing table is developed to compensate the wind and the target movement. To secure the delay margin is very important to prevent the instability of the homing loop when the time delay of the seeker is included. To validate the proposed homing loop, the 6-DOF nonlinear simulation is performed, and the Monte-Carlo simulation is also done for checking the robustness for the various kinds of uncertainty.
단일 GPS와 롤각속도계를 이용한 롤 회전 비행체의 롤자세각 추정
홍주현(Ju-Hyeon Hong),김두식(Dusik Kim),유창경(Chang-Kyung Ryoo),이창훈(Chang-Hun Lee) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.2
본 논문에서는 단일 저가형 범용 GPS 수신기와 롤 축 각속도계를 이용하여 롤 회전 비행체 롤 자세각을 결정하는 기법을 제안한다. 비행체에 부착된 GPS 수신기의 신호 수신 강도는 GPS안테나가 향하는 방향과 비행체의 종축이 이루는 평면 내에 GPS위성이 존재할 때 최대가 된다. 비행체의 종축이 속도벡터와 일치한다고 가정하면, 비행체에 대한 GPS 위성의 상대위치벡터를 이용하여 GPS 안테나 신호가 최대일 때의 롤 각을 결정할 수 있다. 롤 각 결정의 정밀도를 높이기 위해 롤 축 각속도계를 이용한 칼만필터를 구성하였다. 6-자유도 시뮬레이션을 통해 제안된 방법의 성능을 검증하였다. In this paper, a roll angle estimation method of a rolling airframe using a low grade GPS and a roll rate gyro is proposed. The strength of the received signal of the GPS antenna attached on the rolling airframe is maximized when the GPS satellite is placed on the plane determined by the x-axis of the rolling airframe and the GPS antenna axis. Under the assumption that the x-axis of the rolling airframe is coincident with its velocity vector, the roll angle of the rolling airframe is calculated from the relative position vector of the satellite to the GPS when the GPS signal strength becomes maximum. The Kalman filter combined with a roll rate gyro is introduced to increase the determination accuracy of the roll angle. The performance of the proposed method is verified via 6-DOF simulations.
박상섭(Sang-Sup Park),홍주현(Ju-Hyeon Hong),유창경(Chang-Kyung Ryoo) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.10
전투기 탑재용 무장제어 알고리듬은 교전상황에서 전투기의 임무 수행 및 생존과 직결된다. 공대지 유도탄의 경우 조종사에게 LAR로 알려진 발사 유효 범위를 무장제어 알고리듬을 통하여 전투기 MFD상에 전시해 준다. LAR는 교전 거리의 계산을 통해 산출된 사거리 테이블을 이용하여 생성된다. 본 논문에서는 AGM-84와 AGM-88 공대지 유도탄의 운용모의에 대하여 소개하고, 이를 바탕으로 Pseudo 6자유도 모델에 기반한 사거리 테이블 산출과 실시간 LAR 산출 알고리듬에 대한 내용을 언급하였다. 구성한 알고리듬의 성능 검증을 위하여 모의대상 유도탄의 교전 시뮬레이션을 수행하고 LAR를 산출하여 분석하였다. A weapon control algorithm equipped on a fighter is closely related to the mission accomplishment and fighter survivability during the engagement. In the case of a air-to-surface missile, the weapon control algorithm typically provides a pilot the target shoot-down possible region known as launch acceptability region(LAR) in the multi function display(MFD). LAR is produced by the range table(RT) through computation of an engagement range. In this paper, the operation system of AGM-84 and AGM-88 air-to-surface missiles is introduced. And the engagement range computation and LAR algorithm based on the real-time pseudo 6-DOF simulation are proposed. In order to verify the performance of the algorithm, numerical engagement simulations of air-to-surface missiles to produce LAR have been done.
박상혁(Sanghyuk Park),홍주현(Ju-Hyeon Hong),하현종(Hyun-Jong Ha),유창경(Chang-Kyung Ryoo),신원영(Wonyoung Shin) 한국항공우주학회 2014 韓國航空宇宙學會誌 Vol.42 No.2
본 논문은 무인기의 생존성을 최대화하기 위한 경로점을 결정하는 기법을 제안한다. 본 논문에서 초기 경로점을 선정하기 위해 사용된 Voronoi diagram은 위협의 위치와 크기가 주어져 있을 때, 위협으로부터 최대한 멀리 피해서 가는 경로를 계획하는데 많이 이용되고 있는 기법이다. 하지만 위협의 크기가 서로 다르고, 비행경로가 직선경로로 계획되어야 한다면 실제 경로 계획 시 Voronoi diagram으로는 한계가 있다. 본 논문에서는 Voronoi diagram을 통해 선정한 초기 경로점을 위협의 형태에 맞춰 최적화를 수행하는 방식을 적용하였다. 각 경로점의 인접한 경로점들을 고정시킨 상태에서 경로점을 하나씩 최적화를 수행하는 방식으로 최적화를 수행하였다. 이 방식은 전체 경로점들이 수렴할 때 까지 국소최적화를 반복함으로써, 최적의 경로점을 찾기 위해 소요되는 연산시간을 크게 감소시켰다. This paper proposes a determination method of waypoints to maximize the survivability of a UAV. Voronoi diagram which is used for the initial selection of waypoint candidates is the most widely used path planning technique to avoid the threat as far as possible when the location and strength of the threat are given. But if threat strength is different each other and flight path is constrained along with straight lines, Voronoi diagram has limitations in real applications. In this study, the initial waypoints obtained from Voronoi diagram are optimized considering the shape of each threat. Here, a waypoint is optimized while adjacent waypoints are fixed. By repeating this localized optimization until whole waypoints are converged, computation time for finding the best waypoints is greatly reduced.
PNF와 box 플라이오매트릭 복합훈련이 청소년 도약선수의 유연성과 순발력에 미치는 영향
이규문(Kyu Moon Lee),최종환(Jong Hwan Choi),홍주현(Ju Hyeon Hong),김현주(Hyeon Ju Kim) 한국발육발달학회 2004 한국발육발달학회지 Vol.12 No.4
This study was to investigate whether the combined PNF and plyometric training effects on the flexibility, and power in the adolescent field-jumpers. Twenty four male volunteers agreed to participate and were placed in 2 groups: experimental group(PNF and plyometric training, n=12, mean age=17.73±1.25) and control group(static stretching and traditional power training, n=12, mean age=17.46±1.45). The subjects who joined this study were asked to take the test of flexibility(trunk flexion and trunk extension) and power(vertical jump, standing long jump, and 30m dash) before the program and after the 8 weeks program. In order to compare two groups, mean and standard deviation were calculated and ANCOVA were used. After the 8 weeks, experimental group was significantly better than control group on flexibility(trunk flexion and trunk extension) and power(vertical jump, standing long jump, and 30m dash). That is, the combined PNF and plyometric training is more effective for flexibility and power than the traditional static stretching and power training. These results imply that the combined PNF and plyometric training may be an ideal model for increasing the flexibility and power of filed-jumpers in the adolescent.