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무인기 군집비행을 위한 행위기반 분산형 최적제어기 설계
김승균(Seungkeun Kim),김유단(Youdan Kim) 한국항공우주학회 2008 韓國航空宇宙學會誌 Vol.36 No.6
본 연구에서는 다수 무인기의 군집비행을 위한 행위기반 분산형 제어기법을 제안한다. 각 무인기는 특정한 영역으로 비행해야하는 고유의 임무와 동시에 무인기 간의 거리를 유지해야하는 요구조건도 가지고 있다. 이러한 두 가지 요구조건은 서로 상충된다. 제어기를 설계하기 위하여 각 무인기가 통신채널을 통하여 상태변수를 교환할 수 있다는 가정 하에 결합형 동역학을 적용하였다. 군집비행의 성능을 개선하기 위하여 제어이득 행렬의 최적화를 수행하였다. 제어기의 성능을 평가하기 위하여 다수 무인기의 경로점 통과 임무를 위한 수치 시뮬레이션을 수행하였다. The behavior-based decentralized approach is considered for multi-UAV formation flight. It is assumed that each UAV has its own mission of flying to a specified region, while the distances between UAVs should be maintained. These two requirements may conflict with each other. To design the controller, coupled dynamics approach is applied to multi-UAVs with an assumption that each UAV can communicate with each other to share the state-information Control gain matrices are optimized to acquire better performances of formation flying. To validate the proposed control approach, numerical simulation is performed for the waypoint-passing mission of multi-UAVs.
모델추종 적응제어기법을 이용한 초음속 고등훈련기의 고장허용제어기 설계
김승균(Seungkeun Kim),이호진(Hojin Lee),윤승호(Seungho Yoon),한용수(Youngsu Han),김유단(Youdan Kim),김종섭(Chongshup Kim),조인제(Inje Cho) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.5
본 연구에서는 기존의 초음속 고등훈련기 재형상 모드에 모델추종 적응제어 기법을 적용하여 새로운 개념의 고장허용 제어기를 설계하였다. 실제 비행제어 시스템에 적용할 수 있도록 제어기 설계와 자동 탑재코드 생성에 사용되고 있는 시스템을 이용하여 제어기를 구현하였다. 초음속 고등훈련기의 비실시간 비선형 검증도구로 사용되고 있는 프로그램을 이용하여 시뮬레이션을 수행하여 성능을 검증하였다. In this study, a new fault tolerant controller based on a model following adaptive technique is applied to the reconfiguration mode of supersonic advanced trainer. The designed controller is applied to the flight control system of high performance aircraft. To verify the performance of the proposed controller, numerical simulations are executed using a non-realtime nonlinear verification tool.
김동민(Dongmin Kim),양승원(Seungwon Yang),김도명(Domyung Kim),석진영(Jinyoung Suk),김승균(Seungkeun Kim) 한국항공우주학회 2020 韓國航空宇宙學會誌 Vol.48 No.7
본 논문은 PSD와 이종 센서 융합을 이용한 상대 항법 알고리즘에 대해 기술한다. 추종 시스템(Chaser)과 목표 시스템(Target) 간의 상대 항법을 수행하기 위해 하드웨어 시스템을 구축하고 알고리즘을 설계하여 시뮬레이션을 수행하였다. 이를 통해 상대 거리에 따른 오차 발생 경향을 확인하여 이종 센서 융합에 대한 분석을 수행하였다. 이후 구축한 하드웨어 시스템으로 지상 시험 환경을 구성하여 측정값을 획득하고 이를 후처리하여 상대 항법 알고리즘의 성능을 최종적으로 확인하였다. This paper describes a relative navigation algorithm using PSD(Position Sensitive Detector) and heterogeneous sensor fusion. In order to perform relative navigation between a target and a chaser, a hardware system is constructed and simulations are conducted, using the relative navigation algorithm considering the hardware system. By analyzing errors through the simulations, advantages of using the heterogeneous sensor fusion are found. Finally, navigation performance is verified under an experimental environment established to obtain sensor data from the hardware system for data post-processing.
CNUSAIL-1 큐브위성의 자세결정 알고리듬 설계 및 성능분석
김경훈(Gyeonghun Kim),김승균(Seungkeun Kim),석진영(Jinyong Suk),김종래(Jong-Rae Kim) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.7
CNUSAIL-1은 태양돛을 탑재한 3U 크기의 큐브위성이다. 저궤도에서 태양돛을 전개하고, 이에 따른 자세와 궤도에 대한 영향을 확인하는 임무를 수행한다. 본 논문에서는 CNUSAIL-1을 위한 자세결정 알고리즘의 구현 가능성을 제시하였다. 위성의 기준센서는 태양센서, 3축 지자기센서를 이용하며, 관성센서는 MEMS 자이로센서를 사용한다. 큐브위성용 센서는 상대적으로 저가이며, 성능 및 잡음특성이 좋지 않은 단점이 있다. 따라서 자세결정 알고리즘으로 노이즈 특성을 고려할 수 있는 확장칼만필터를 적용하였다. 또한 자세결정의 결정론적 방법인 QUEST 알고리즘과 비교하여 그 타당성을 검증하였다. This paper discusses the attitude determination of the CNUSAIL-1 cube-satellite. The primary mission of the CNUSAIL-1 is sail deployment and operation in low Earth orbit, and the secondary mission is to look into influence of the sail deployment on satellite attitude and orbit. The attitude determination strategy is proposed depending on three mission phases, and its performance and applicability are verified through numerical simulations. This study considers the following sensors: Sun sensors and a three-axis magnetometer as attitude reference sensors, and a three-axis MEMS gyroscope as an inertial attitude sensor. Because sensors used for cube satellites have relatively low performances and worse noise characteristics, an Extended Kalman filter (EKF) is applied to attitude determination. Additionally, it has the merits to deal with the Gaussian noises and to predict the attitude even with no measurements from reference attitude sensors, especially in the eclipse of the cube satellite. The performance of the EKF is compared to a deterministic attitude determination technique, QUEST(QUaternion ESTimation).