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장세아(Se-Ah Jang),최기영(Keeyoung Choi) 제어로봇시스템학회 2008 제어·로봇·시스템학회 논문지 Vol.14 No.8
The inaccuracy of inertial sensors used in low cost IMU’s limits the usage to ARS, at best. Sensor fusion technologies are widely used to overcome this problem. GPS is the most popular secondary sensor, but GPS alone cannot fully compensate the IMU errors in the initial alignment process and rectilinear flights. This paper presents a new concept of aiding the low cost IMU with the sun line of sight vector. The simulation and experimental results in this paper proves that aiding of INS/GPS with the sun line of sight vector increases the observability and improves accuracy remarkably.
정명진(Myungjin Jung),장세아(Se-ah Jang),최기영(Keeyoung Choi),김진복(Jinbok Kim),양경식(Kyungsik Yang) 한국항공우주학회 2012 韓國航空宇宙學會誌 Vol.40 No.6
항공기 사고 중에서 주요 원인 중 하나인 조종상태 지상충돌(Controlled Flight Into Terrain, CFIT)을 해결하기 위하여 대지 접근 경고 장치(Ground Proximity Warning System, GPWS)를 사용하여 항공기 아랫부분의 지형에 대해서 지형충돌 경고를 출력한다. 이러한 대지 접근 경고 장치도 적시에 경고가 발생하지 않아 많은 문제가 있었다. 본 논문에서는 비행 상태와 지형정보를 이용하여 속도가 빠르고, 고기동을 하는 전투기에 대해서 보다 효율적인 지형/장애물 충돌 회피 경고 알고리듬을 개발하였다. 이 알고리듬에는 조종사의 반응시간을 포함하여 항공기의 지연시간을 고려하였고, 일련의 검증을 통해 실제 탑재 가능한 알고리듬을 제시하였다. CFIT(Controlled Flight Into Terrain) is one of the major causes of aircraft accidents. In order to solve this problem, GPWS(Ground Proximity Warning System) is used to generate terrain collision warning using the distance between the aircraft and the underneath ground. Since the GPWS uses the vertical clearance only, it frequently generates false warnings. In this study, a terrain/obstacle collision avoidance warning algorithm was developed for fast flying and highly maneuvering fighters using the flight status and the geographic information. This algorithm condsiders the overall delay in the aircraft reactive motion including the pilot’s reaction time. The paper presents a detailed logic and test methods.
헬리콥터용 가스터빈 엔진의 제어기 설계를 위한 고충실도 통합 시뮬레이션 개발
최기영(Keeyoung Choi),장세아(Se-Ah Jang),최기영(Kiyoung Choi),엄주상(Joo Sang Eom),이범석(Beom Suk Lee),손영창(Young Chang Son),유혁(Hyeok Ryu) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.3
가스터빈 엔진의 경우 디지털식 엔진제어장치 (FADEC)가 기존의 유압기계 및 전자식 제어기를 빠른 속도로 대체하고 있다. 하지만 헬리콥터 등 고성능 시스템을 대상으로 한 엔진 제어기의 경우 제어기를 설계하는 절차를 설정하는 과정이 잘 알려져 있지 않다. 본 논문에서는 충실도가 높은 헬리콥터 및 엔진 시뮬레이션 환경을 구성하고 이를 이용하여 시스템을 해석하고 설계자료를 추출할 수 있는 방안을 제시한다. 여기서는 이러한 방법을 기존의 헬리콥터 엔진을 대상으로 한 제어기의 선보상 스케줄을 작성하는데 사용하였으며, 그 결과 기존의 알고리듬과 동등하거나 우수한 조속 성능을 확인할 수 있었다. Full authority digital engine control systems for gas turbine engines are replacing conventional mechanical control units rapidly. However, setting up design processes of controllers for high performance helicopter engines are not well known because of the complexity of the total system. This paper presents a high fidelity helicopter and engine simulation for control system design and analysis. Using this environment, a feedforward schedule was set up for a utility helicopter. The total engine simulation with the new controller showed better or equal performance compared to the total engine simulation with the pre-existing controller.
사이클릭 피치제어가 가능한 쿼드로터 항공기의 운동특성 분석과 LQR 제어
조성범(Sungbeom Jo),장세아(Se-ah Jang),최기영(Keeyoung Choi) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.3
통상적인 쿼드로터 항공기는 네 개 로터의 회전 속도에 의한 추력 벡터의 크기를 조절하여 자세를 제어한다. 본 연구에서는 기존에 개발된 쿼드로터 항공기의 단점을 개선하기 위해서 사이클릭 피치 제어가 가능한 쿼드로터 항공기를 설계하였다. 콜렉티브와 사이클릭 제어를 사용하는 쿼드로터 항공기는 각 로터의 회전속도를 모두 동일하게 유지함으로 써 진동에 의한 구조적인 문제를 해소할 수 있으며, 12개의 자유도를 가지므로 다양한 자세에서의 비행이 가능하기 때문에 자동 비행과 실용적 임무가 가능한 고성능 항공기로서 적합하다. 본 연구에서 개발하는 쿼드로터 항공기의 모델링은 FLIGHTLAB을 이용하여 비선형 모델을 구성하였으며, 각 비행 조건에서의 선형 모델을 이용하여 LQR 제어기 설계 및 비선형 시뮬레이션을 통해 제어기의 성능을 검증하였다. 본 논문은 사이클릭 피치 제어가 가능한 쿼드로터의 모델링 및 시뮬레이션 결과를 보여준다. Typical quadrotor aircraft use four differential thrust vectors to control the motion. In this study, we design a quadrotor aircraft using collective and cyclic control to improve the shortcomings of existing quadrotor aircraft. The quadrotor aircraft with cyclic control can fly at various attitudes due to the excessive control degrees of freedom. Hence the quadrotor aircraft with cyclic control is suitable as high performance aircraft. In this study, modeling and stability analysis of the quadrotor aircraft have been performed using FLIGHTLAB. LQR control systems were designed using linear models at various flight conditions and verified through nonlinear simulations using MATLAB.
실용상승한도 고도 부근에서 무인기의 속도 및 고도유지 제어에 관한 연구
홍진성(Jin-sung Hong),원대연(Dae-yeon Won),장세아(Se-ah Jang) 한국항공우주학회 2021 韓國航空宇宙學會誌 Vol.49 No.5
항공기에 사용되는 공기 흡입식 엔진은 고도가 높아질수록 성능의 한계를 가지며, 이는 실용상승한도(Service Ceiling)와 절대상승한도(Absolute Ceiling) 고도로 나타나게 된다. 고정익 항공기가 순항비행(Level Flight) 상태에서 고전제어기법(Classical Control)을 사용하여 고도 및 속도 유지를 하는 방법은 일반적으로 속도 증/감속을 위해 추력을 사용하고, 고도 증/감을 위해 피치 자세를 사용한다. 실용 상승 한도 고도 부근에서 이 방법을 사용하는 경우 고도 오차를 줄이기 위해 피치를 증가시키면 속도 감속으로 나타나게 된다. 따라서 피치 자세를 사용하여 속도를 먼저 유지하는 방법을 사용해야 한다. 특히 무인기의 경우 이 두 가지의 방법을 자동으로 적절한 시점에 사용할 수 있어야 한다. 본 논문에서는 고도 상승률이 둔화되는 실용상승한도 부근에서 속도와 고도유지 알고리즘의 전환 방법을 제안하고, 비행시험을 통해 개선된 효과를 확인하였다. Air-breathing engines used in aircraft have a performance limit as the altitude increases, and this determines the service and absolute ceiling altitude. The method of maintaining altitude and speed in a fixed-wing aircraft in level flight using classical control method is generally using thrust for speed increase/deceleration and pitch attitude for altitude increase/decrease. If this method is used near the service ceiling altitude, increasing the pitch to reduce the altitude error results in a speed reduction. Therefore, it is necessary to use a control method that maintains the speed first using the pitch attitude. Especially in the case of unmanned aerial vehicles, these two methods should be automatically available at the right time. In this paper, we propose a method of switching the speed and altitude maintenance algorithm near service ceiling altitude.
Simulink 가상모듈을 이용한 “dual-master” 이중구조 비행제어시스템 검증
김성수(Sung-Su Kim),김성환(Sung-Hwan Kim),장세아(Se-ah Jang),최기영(Keeyoung Choi),박춘배(Choon-Bae Park),이인석(Ihnseok Rhee),하철근(Cheol-Keun Ha) 한국항공우주학회 2008 韓國航空宇宙學會誌 Vol.36 No.9
모델 기반의 가상 비행제어 시스템 구성은 동시공학이 중요시되는 개발환경에서 FBW 비행제어 시스템 검증 및 확인에 매우 유용하게 사용된다. 본 논문에서는 가상 비행제어 시스템을 구성하기 위한 이중구조 개념에 대해서 살펴보고, 고고도 정찰용 무인기에 적용된 이중구조 시스템에 대해서 분석하였다. 마지막으로, 분석된 비행제어 시스템을 바탕으로 Simulink 기반의 가상 비행제어 시스템을 구성하였고, 치명적인 고장모드에 대한 시스템의 동작 상태를 검증하였다. Model based virtual Flight Control System construction is essential for Fly-by-Wire Flight Control System verification & validation(V&V) of concurrent engineering base. We researched the concept of dual-architecture system for virtual system construction, and analyzed Flight Control System that is applied to high altitude long endurance(HAE) UAS. Finally, we constructed the model based virtual Flight Control System with system analysis and achieved system verification about flight critical failure modes. Analysis target is RQ-4A.