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하철근 울산대학교 2003 공학연구논문집 Vol.34 No.1
항공기는 고속 비행체이며 운동영역이 넓어 기동을 제어하는 것은 쉽지 않다. 특히 항공기의 착륙기동의 제어는 대표적인 예의 하나이다. 항공기는 착륙단계에서 횡운동 제어를 위해 Localizer Beam Guidance 시스템이 요구되어 진다. 본 연구의 목적은 항공기가 다양한 공항의 착륙 환경에서 조종사의 도움없이 자동착륙을 할 수 있도록 하는 횡운동 비행유도 제어 알고리즘을 설계하는 것이다. 그리고 실용적 결과를 얻기 위해 자동착륙 알고리즘을 고전제어기법을 통해 설계하였다. 이를 위해 활주로의 착륙시설은 결심고도 50(ft)이고 카테고리 Ⅲa급의 계기착륙시설(ILS)을 가지고 있다고 가정하였다. Control of an aircraft is not an easy problem because airplane flies fast and its flight envelope is quite broad. Especially the landing maneuver of airplane is one of the most difficult maneuvers. In the landing phase, airplane needs Localizer Beam Guidance system for safe and comfortable landing. The purpose of this study is to design the lateral guidance and control algorithm including Localizer Beam Guidance system. This design is carried out in Classical Root-Locus in order that the control algorithm designed is practical. It is supposed in this study that the airport has the facilities of ILS that support Category Ⅲa with decision height of 50ft.
하철근 울산대학교 1994 공학연구논문집 Vol.25 No.2
본 논문에서는 지연제어동작을 갖는 샘플데이타 시스템의 제어문제를 다루고자 한다. 그 문제는 전적으로 이산시간 영역에서 명확히 설명되고 선형최적확률제어기법 (LQG approach) 에 의하여 해결된다. 또한 본 논문에서 제안된 제어기법(LQG approach)으로 설계된 선형최적 확률보상기 (LQG compensator) 가 지연제어입력을 가지는 경우에도 분리원리 (Separation Principle) 가 성립됨을 증명한다. 본 연구의 이론적인 결과를 Two-Mass-Spring 시스템에 적용하여 검증하였다. 결과로부터 알 수 있는 사실은 지연제어동작으로 야기된 시스템의 안정성 (stability) 과 강건성 (robustness) 그리고 제어시스템의 성능 (performance) 저하는 본 논문에서 제어된 방법을 통하여 회복 또는 향상될 수 있다는 것이다. 특히 그 최적확률보상기는 시간지연으로 발생하는 제어동작 포화 (saturation) 로부터 샘플데이타 시스템을 보호할 수 있다. In this paper, we treat the sampled-data control problem that accounts for time-delay in the contril action. The problem is formulated entirely in discrete-time domain, and the optimal design is achieved in Linear Quadratic Gaussian(LQG) approach. It is shown in this approach that 'Separation Principle' is valid with an additional feedback of delayed control input to the LQG compensator proposed in this paper. The method is applied to a benchmark problem of two-mass-spring system. Design results obtained indicate that degradation of stability, robustness and performance due to the delayed control action may get recovered to (or even better than) level of the system with no delay time through the design method proposed. Especially, the LQG approach shows the fact that the LQG compensation may prevent the sampled-data control system from saturation of control action due to the time-delay.
하철근 울산대학교 1998 공학연구논문집 Vol.29 No.2
본 연구는 항공기가 나선선회 비행을 할 때 보이는 비행역학적 현상을 규명하고 그 안정성을 향상시키는 한 방법을 제시하고자 한다. 이를 위하여 6자유도의 비선형 운동방정식을 선회비행 시뮬레이션에 적합하도록 모델링하고 수치해법을 이용하여 트림을 찾아 그 특징을 비행역학적으로 해석하였다. 그 결과, 회복성을 보이는 선회모우드 중 불안정성을 갖는 모우드가 존재하는 것을 알 수 있었으며, 정의된 선회미계수를 개선하여 이 모우드의 안정성 향상을 도모할 수 있는 한 방법을 제시하였다. This work aims examination of flight mechanics of the helical divergence flight and enhancement of stability of the helical divergence mode. To do this, first of all, we modeled the full nonlinear 6-DOF airplane motion equations to adequately simulate the helical divergence flight, and secondly, found out trims of the helical flight by use of numerical method and finally examined flight mechanics of the flight. From the results we noticed in this paper that among many trims of the recoverable flight from helical divergence some of the helical divergence modes are unstable, and these modes are able to be stabilized by modification of the helical divergence derivative defined in this paper.
틸트로터 항공기의 경로점 추종 비행유도제어 알고리즘 설계 : 헬리콥터 비행모드
하철근,윤한수,Ha, Cheol-Keun,Yun, Han-Soo 제어로봇시스템학회 2005 제어·로봇·시스템학회 논문지 Vol.11 No.3
This paper deals with an autonomous flight guidance and control algorithm design for TR301 tilt-rotor airplane under development by Korea Aerospace Research Institute for simulation purpose. The objective of this study is to design autonomous flight algorithm in which the tilt-rotor airplane should follow the given waypoints precisely. The approach to this objective in this study is that, first of all, model-based inversion is applied to the highly nonlinear tilt-rotor dynamics, where the tilt-rotor airplane is assumed to fly at helicopter flight mode(nacelle angle=0 deg), and then the control algorithm, based on classical control, is designed to satisfy overall system stabilization and precise waypoint following performance. Especially, model uncertainties due to the tiltrotor model itself and inversion process are adaptively compensated in a simple neural network(Sigma-Phi NN) for performance robustness. The designed algorithm is evaluated in the tilt-rotor nonlinear airplane in helicopter flight mode to analyze the following performance for given waypoints. The simulation results show that the waypoint following responses for this algorithm are satisfactory, and control input responses are within control limits without saturation.