MR 댐퍼를 이용한 헬기 착륙장치 반능동제어

황재업(Jae-Up Hwang),황재혁(Jae-Hyuk Hwang),배재성(Jae-Sung Bae),현영오(Young-O Hyun),임경호(Kyoung-Ho Lim),김두만(Doo-Man Kim),김태욱(Tae-Wook Kim) 한국항공우주학회 2008 韓國航空宇宙學會誌 Vol.36 No.4

본 논문에서는 MR 댐퍼를 헬기 착륙장치 완충기에 적용하여 반능동형 헬기 착륙장치 시스템을 설계하고, 헬기 착륙장치의 반능동제어를 수행하였다. MR 유체는 자기장 내에서는 유체의 물성치가 바뀌게 되는 빙햄거동을 시뮬레이션 하여 MR 댐퍼의 성능을 평가하였다. MR 댐퍼 내에서 자기장을 설계하고, 자기장의 변화에 대해 내부감쇠력의 변화를 고찰하고 자기장에 따른 착륙장치의 거동을 평가하였다. 또한 반능동형 헬기 착륙장치에 제어 알고리즘을 적용하여 착륙특성 성능을 해석하였고, 수동계의 착륙특성과 반능동형의 착륙특성을 비교하였다. In this paper, the semi-active control of a helicopter landing gear using magneto-rheological(MR) damper is studied. A dynamic model of the MR damper is formulated by incorporating magnetic field-dependent Bingham properties of the MR fluid. The electromagnet of the MR damper is designed and its magnetic field is analyzed using a commercial finite element code. The damping characteristics of MR damper by changing the intensity of the magnetic field are investigated and the dynamic responses of the helicopter landing gear with MR damper are simulated. The semi-active control of the helicopter landing gear is simulated by implementing a sky-kook control algorithm and its performance is evaluated comparing to the passive control.

상용 MR 댐퍼를 이용한 하중제어기법 연구

황재업(Jae-Up Hwang),황재혁(Jae-Hyuk Hwang),배재성(Jae-Sung Bae),홍예선(Yeh-Sun Hong),김태욱(Tae-Wook Kim) 한국소음진동공학회 2009 한국소음진동공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.11

MTMD를 이용한 보의 진동 억제

배재성(Bae, Jae-Sung),황재혁(Hwang, Jai-Hyuk),김종혁(Kim, Jong-Hyuk),임재혁(Lim, Jae-Hyuk) 한국소음진동공학회 2011 한국소음진동공학회 논문집 Vol.21 No.12

In the present study, TMD(tuned mass damper) with eddy current damping is proposed to suppress the vibration of a cantilever beam effectively. The advantages of TMD are that it is simple and its performance are excellent at any particular frequency. However, TMD may have the low performance at other frequency. To solve this problem and improve its performance, this study applies the eddy current damping to TMD. This TMD with ECD is named as MTMD(magnetically tuned mass damper). MTMD is designed for the vibration suppression of a cantilever beam. The mathematical modeling, simulation, and experiments of the cantilever beam with MTMD are performed. From analytic and experimental results, it can be concluded that the vibration suppression performance of MTMD are excellent.

소형 위성 영상안정화를 위한 능동형 광학 보정장치 설계

황재혁(Jai Hyuk Hwang),양지연(Ji Youn Yang),박진호(Jean Ho Park),조정빈(Jeong Bin Jo),강명수(Myoung Soo Kang),배재성(Jae Sung Bae) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.5

본 논문에서는 소형 위성 카메라의 영상안정화를 위해 진동외란 보상 및 궤도상 광학정렬이 가능한 능동형 광학 보정장치의 설계에 대해 연구하였다. 능동형 광학 보정장치는 초점면부 보정장치와 부경 보정장치로 이루어져 있다. 초점면부 보정장치는 영상센서에 유입되는 진동 외란을 초점면부에서 직접 보상하는 장치이다. 또한 부경 보정장치는 초점면부 보정장치와 협력하여 궤도상에서 능동적으로 광학정렬을 수행할 수 있는 장치이다. 본 논문에서는 해상도 1 m급 소형 위성에 적용 가능한 능동형 광학 보정장치 설계를 위해 소형 고해상도 위성 카메라의 요구도를 분석하고, 진동 외란 보상과 궤도상 광학정렬이 능동적으로 가능하도록 초점면부 보정장치와 부경 보정장치의 요구도를 선정하였다. 선정된 요구도를 기준으로 본 연구에서 설계된 능동형 광학 보정장치는 초점면부에서 진동외란 보상 및 초점조절, 부경에서 틸트 및 디스페이싱 보상이 가능하므로 독립적으로 5축 제어가 가능한 시스템이다. This paper describes the design of the active optical compensation movements(at focal plane, secondary mirror) for the image stabilization of a small satellite camera. The movements can correct optical misalignment on-line and directly compensate vibration disturbances in the focal plane. Since the devices are installed inside the space camera, it has an remarkable advantage to deal with the structural deformation of a space camera effectively. In this paper, the requirements of the active optical compensation movements for 1m GSD small satellite camera have been analyzed. Based on the established requirements, the design of the active compensation movements have been conducted. The designed active optical compensation system can control 5 axes movements independently to compensate micro-vibration disturbances in the focal plane and to refocus the optical misaligned satellite camera.

소형위성 카메라의 영상안정화를 위한 초점면부 보정장치 제어

황재혁(Jai-Hyuk Hwang),강명수(Myoung-Soo Kang),배재성(Jae-Sung Bae),박진호(Jean-Ho Park) 한국소음진동공학회 2015 한국소음진동공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.10

In this paper, micro-position control of focal plane compensation device that applicable to the small satellites has conducted. The device actuated by stacked type piezoelectric actuator that can move fast and infinitesimally. However, this actuator has a hysteresis so that It is difficult to modeling mathematically. Therefore, mathematical modeling has been practiced by using MATLAB system identification toolbox and the device requires four models and PID controllers for covering 0~50Hz of input frequency range. According to bode plots of control systems and control simulations, a controller based on 50Hz model, one of four PID controllers, has excellent performance for 0~50Hz range than that of others. In addition, the simulation results is verified by experimental results. Position control has been successful and the maximum output error is ± 1.2㎛.

상용 MR 댐퍼를 이용한 반능동형 착륙장치 낙하실험

황재업,황재혁,배재성,임경호,Hwang, Jae-Up,Hwang, Jae-Hyuk,Bae, Jae-Sung,Lim, Kyoung-Ho 항공우주시스템공학회 2010 항공우주시스템공학회지 Vol.4 No.4

This paper is used the commercial magneto-rheological(MR) damper for landing gear. The damping characteristics of Commercial MR damper by changing the intensity of the magnetic field are investigated and the dynamic responses of the landing gear. it is set up tset equipment, the landing gear drop test system. The landing gear involved drop testing the gear. The landing gear is tested by implementing sky-hook control algorithm and its performance is evaluated comparing to the result.

압전 소자를 이용한 선형 모터 설계 및 제작

조재욱(Jae-Uk Jo),황재혁(Jai-Hyuk Hwang),김병규(Byung-Kyu Kim) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.9

압전 소자는 부피에 비해 발생 힘이 크고 빠른 응답 특성을 갖기 때문에, 최근 압전 소자를 이용한 모터의 연구가 활발하게 이루어지고 있다. 그러나 발생 변위가 작아, 압전소자의 직접적인 변위 특성을 이용하는 것에 한계가 있다. 따라서 큰 변위를 확보하기 위해, 바이메탈을 사용하거나 한 개 이상의 압전 소자를 사용한 모터가 연구되었다. 본 연구를 통해 제안된 선형 모터는 구동부의 첫 번째 모드 형상을 이용하기 때문에 낮은 구동 주파수에서 작동이 가능하다. 또한 한 개의 압전 소자를 사용하여, 구동 주파수와 구동부의 공진 주파수 비에 따라 모터의 방향을 제어할 수 있도록 고안되었다. Recently, a piezo actuator based linear motor has been actively studied because of its higher power density, compactness and quick response. However, the characteristic of small displacement makes the application of a piezo actuator limitative. In order to overcome this limitation, some actuation mechanisms using a piezo actuator are designed by bi-metal composite or more than two piezo actuators. Therefore, it enables to generate large displacement and have high resolution. In the proposed piezo motor, we have designed a bi-directional linear motor that can be operated by only one piezo actuator. In addition, it is activated with low frequency of the applied voltage, since, we utilize first mode shape of structure of motion generator to vibrate. Finally, moving direction can be simply controlled by changing the ratio of input frequency to natural frequency of structure of motion generator.

구조 불확도를 고려한 강건 공탄성 해석

배재성(Jae-Sung Bae),황재혁(Jai-Hyuk Hwang),고승희(Seung-Hee Ko),변관화(Kwan-Hwa Byun) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.9

공력탄성학적 안정성 해석에 있어서 모델링 오차 및 구조 불확도에 의해 결과의 정확도는 떨어질 수 있다. 따라서, 이러한 모델링 오차 및 구조 불확도를 고려한 공탄성 안정성 경계를 예측할 필요가 있다. 이러한 모델링 오차 및 불확도를 고려한 공탄성 안정성 예측을 위해 강건 공탄성 해석이 제안되었다. 본 연구에서는 μ 해석기법과 모달접근법과 MSA를 사용한 조종날개의 공탄성 모델로 부터 강건 공탄성 모델링과 해석을 수행하였다. 강건 공탄성 해석 프로그램이 개발되었고, 기존의 공탄성 해석 결과와 비교/검증하였다. An aeroelastic stability can be degraded due to an aeroelastic modeling error and a structural uncertainty. Therefore it is necessary to predict the aeroelastic stability boundary considering an aeroelastic modeling error and a structural uncertainty. Robust aeroelastic analysis was proposed to predict the aeroelastic stability boundary considering these error and uncertainty. In the present study, the robust aeroelastic modeling and analysis were performed by using the μ analysis technique and the aeroelastic model of the control fin with modal approach and MSA. The computer program for the robust aeroelastic analysis was developed and verified by comparing its results with those of conventional aeroelastic analysis methods.

볼-박판 스프링 형 체크밸브가 적용된 압전유압펌프의 가압 특성

황용하,황재혁,배재성,Hwang, Yong-Ha,Hwang, Jai-Hyuk,Bae, Jae-Sung 항공우주시스템공학회 2018 항공우주시스템공학회지 Vol.12 No.2

본 연구에서는 소형 압전유압펌프가 적용된 브레이크 시스템의 부하압 개선을 위해 체크밸브에 대한 연구를 수행하였다. 가압 과정에서 부하의 정상상태 압력은 챔버압과 부하압이 체크밸브에 작용하는 단면적 비에 영향을 받는다. 체크밸브 유로 덮개는 역류 방지를 위해 유로의 단면적보다 넓게 제작되었기 때문에 단면적 비 조절을 위해 박판 스프링 형 체크밸브에 부가질량을 부착하는 방식을 제안하였다. 부가질량 부착에 의한 부하압 개선 효과를 확인하기 위해 상용코드를 이용하여 소형 압전유압펌프가 적용된 단순 브레이크 시스템의 모델링을 수행하였다. 모델링의 검증을 위해 부가질량이 부착되지 않은 박판 스프링 형 체크밸브를 적용한 펌프의 가압 실험결과와 시뮬레이션 결과를 비교하였다. 검증된 아메심 모델링에 부가질량을 추가하였고 시뮬레이션을 통해 단면적 비 조절에 의한 고 부하압 형성 효과를 확인하였다. 부가질량 추가에 따른 소형 압전유압펌프 구성품을 새롭게 설계/제작한 후 브레이크 시스템의 가압 성능 실험을 수행하여 부하압 35% 의 성능 개선을 확인하였다. In this study, a new check valve was studied to improve the load pressure of a brake system with a small piezoelectric-hydraulic pump. During the pressurization process, the steady-state pressure at the load is affected by the ratio of the cross-sectional area of the check valve the chamber pressure and load pressure. Since the flow path cover of the check valve is made wider than the cross-sectional area of the output flow to prevent backflow, a method of reducing the area ratio is proposed for a higher load pressure by mounting an additional mass to a thin plate spring type check valve. To identify the effect of mounting an additional mass to the existing check valve on the load pressure, a simple brake system with a small piezoelectric-hydraulic pump was modeled using a commercial code AMESim. The AMESim modeling was verified by comparing the simulation results with the experimental results of the pump the existing check valve. The additional mass was added to the verified AMESim modeling and higher load pressure was able to be obtained through simulation. The 35% performance improvement in load pressure identified by carrying out pressurization test of the brake system after adopting the new check valve the small piezoelectric-hydraulic pump.

가변스팬 모핑날개를 가진 비행체의 공력특성 및 비행 제어

배재성 ( Jae Sung Bae ),황재혁 ( Jai Hyuk Hwang ),박상혁 ( Sang Hyuk Park ),김종혁 ( Jong Hyuk Kim ) 한국항공운항학회 2010 한국항공운항학회지 Vol.18 No.4

In the aerospace field, the study on a morphing-wing is in progress to improve flight performance and perform multi flight mission. There are many concepts of morphing-wing such as camber-change, wing-twist, variable-span, and so on. In this study, the aerodynamic characteristics and flight control of an air vehicle with a variable-span morphing wing (VSMW) have been investigated. VSMW with symmetric span control(SSC) can increase cruising range of aircraft by reducing drag in various flight condition. VSMW with anti-symmetric span control(ASSC) can be used in the roll control of an aircraft. The flight control about pure rolling dynamic system and full dynamic system have been performed about the cruise missile.