http://chineseinput.net/에서 pinyin(병음)방식으로 중국어를 변환할 수 있습니다.
변환된 중국어를 복사하여 사용하시면 됩니다.
민병문(Byoung-Mun Min),김응태(Eung-Tai Kim),이장호(Jang-ho Lee),탁민제(Min-Jea Tahk) 한국항공우주학회 2007 韓國航空宇宙學會誌 Vol.35 No.2
본 논문에서는 두루미-Ⅱ 무인기 모델을 이용하여 다양한 조종력 할당 기법의 성능을 평가하였다. 조종력 할당 기법은 먼저 조종면 고장을 고려하지 않은 상태에서 대상 항공기의 기준 비행제어 시스템을 설계한 후, 조종력 할당 알고리즘을 결합하여 구현할 수 있다. 본 논문에서 대상 항공기 모델인 두루미-Ⅱ 무인기의 기준 비행제어 시스템을 고전제어 기법에 근거하여 설계하였다. 그리고 Psuedo-inverse CA 기법과 Direct CA 기법 및 Optimization CA 기법을 구현하여 두루미-Ⅱ 무인기의 기준 비행제어 시스템과 결합한 후, 조종면 고장 시나리오에 따른 비선형 시뮬레이션을 통해 각 조종력 할당 기법의 성능을 평가하고 비교하였다. This paper focuses on the performance evaluation of various control allocation methods applied on DURUMI-Ⅱ UAV system. In order to implement control allocation scheme to aircraft control system, control system can be designed through two step design procedure. The first step is to design a baseline control system for an aircraft without consideration of control surface failure. The second step is to design a control allocator that maps the total control command on the individual control surfaces. In this paper, several control allocation methods such as Psuedo-Inverse CA method, Direct CA method, and Optimization CA method are implemented and integrated to the baseline flight control system of DURUMI-Ⅱ UAV. The performance of these control allocation methods is evaluated by nonlinear simulation under the flight scenario of control surface failure.
민병문(Byoung-Mun Min),김성필(Seongpil Kim),김봉주(Bong-Ju Kim),김응태(Eung-Tai Kim),탁민제(Min-Jea Tahk) 제어로봇시스템학회 2008 제어·로봇·시스템학회 논문지 Vol.14 No.12
This paper presents the analysis results obtained by the flight test of reconfiguration flight control system for an aircraft. The reconfiguration flight control system was designed by using control allocation scheme that automatically distributes the demanded control moments determined by control law to each actual control surface. In this paper, some control allocation algorithms for reconfiguration control of general aircraft with redundant control surfaces are summarized and their performance evaluation results through nonlinear simulation and Hardware-In-the-Loop-Simulation (HILS) test are shown. Also, Unmanned Aerial Vehicle (UAV) system adopted as a platform for the flight test of reconfiguration flight controller and the implementation procedure of reconfiguration flight controller into real-time UAV system were introduced. Finally, flight test results were analyzed.
선형행렬부등식 기반의 모델예측 제어기법을 이용한 재형상 제어
오현동(Hyon-Dong Oh),민병문(Byoung-Mun Min),김태훈(Tae-Hun Kim),탁민제(Min-Jea Tahk),이장호(Jang-Ho Lee),김응태(Eung-Tai Kim) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.1
최근의 항공기 개발에 있어 조종면을 복수 개로 분할하여 제어함으로써 예기치 못한 결함 발생 시 안전성 및 생존성을 향상 시킬 수 있는 재형상 제어에 관한 연구가 중요하게 대두되어 왔다. 본 논문은 조종면 결함 시 발생 가능한 조종면의 포화를 고려한 모델예측 제어기법을 이용한 재형상 제어를 다룬다. 모델예측 제어의 내부 모델로는 트림 조건에서 선형화된 운동방정식을 사용하며 조종면의 포화가 발생할 경우에 선형행렬부등식 기반의 반한정 프로그래밍을 이용한 최적화를 수행하며 그 외의 경우에는 모델예측 제어기법을 풀어서 구한 해석적인 해를 사용하는 제어기 구조를 제안한다. 제안된 알고리즘의 성능을 확인하기 위해 임의의 조종면 결함 상황에 대한 비선형 시뮬레이션을 수행하였다. In developing modern aircraft, the reconfiguration control that can improve the safety and the survivability against the unexpected failure by partitioning control surfaces into several parts has been actively studied. This paper deals with the reconfiguration control using model predictive control method considering the saturation of control surfaces under the control surface failure. Linearized aircraft model at trim condition is used as the internal model of model predictive control. We propose the controller that performs optimization using LMI (linear matrix inequalities) based semi-definite programming in case that control surface saturation occurs, otherwise, uses analytic solution of the model predictive control. The performance of the proposed control method is evaluated by nonlinear simulation under the flight scenario of control surface failure.
이상종(Sang-Jong Lee),민병문(Byoung-Mun Min) 한국산학기술학회 2016 한국산학기술학회논문지 Vol.17 No.9
본 논문에서는 현재 고고도 이탈 및 저고도 개산강하(HALO, High Altitude Low Opening)용으로 사용하고 있는 군용 낙하산의 훈련 시뮬레이터 개발을 위해 필요한 낙하산 모델링 및 시뮬레이션 결과를 정리하였다. 대상인 군용 낙하산은 파라포일(Parafoil) 형태의 사각 낙하산으로 원형 낙하산과는 달리 강하자가 조종을 통해 원하는 위치로 유도할 수 있는 기동성이 뛰어나 공수부대원들의 적진 침투시에 주로 이용된다. 실재 낙하산의 형상자료를 이용하여 파라포일과 낙하물의 질점 모델을 기반으로 9-자유도 비선형 운동방정식을 유도하고, 각각의 관성모멘트와 공력 미계수를 산출하여 MATLAB/Simulink 기반의 비선형 시뮬레이션을 수행하여 그 결과를 나타내었다. 특히 낙하산과 같은 공기부양(LTA, Lihhter-Air) 비행체는 일반적인 항공기 비선형 운동과 달리 부가질량(Added Mass) 및 부가 관성모멘트(Added Moment of Inertia)의 효과가 크기 때문에 이에 대한 경험수식을 바탕으로 동역학 모델링에 포함하여 고려하였다. 수행된 낙하산 운동 모델링의 검증을 위해 비대칭 조종입력을 통한 나선형 강하 비행조건을 시뮬레이션하여 대상 군용 낙한에서 제시된 실재 성능값과 시뮬레이션 결과치를 비교하여 유도된 운동모델이 타당함을 검증하고 그 결과를 나타내었다. This paper describes the parachute dynamics modeling and simulation results for the development of training simulator of a HALO(High Altitude Low Opening) parachute, which is currently in use for military purposes. The target parachute is a rectangular shaped parafoil and its dynamic model is derived based on the geometry data as the 9-DOF nonlinear equations of dynamics. The simulation was conducted through the moment of inertia and its aerodynamic derivatives to reflect the real characteristics based on the MATLAB/Simulink. In particular, its modeling includes the typical characteristics of the added mass and moment of inertia, which is shown in the strong effects in Lighter-Air(LTA) flight vehicle. The proposed dynamic modeling was evaluated through the simulation under the spiral turning flight conditions of the asymmetric control inputs and compared with the performance index in the parachute manual.