Monte-Carlo를 이용한 재진입 비행체의 A&L 단계 퍼지제어기 강인성 검증

민찬오,이대우,조성진 제어로봇시스템학회 2009 제어로봇시스템학회 국내학술대회 논문집 Vol.2009 No.9

본 논문에서는 재진입비행체의 Approach&Landing 단계에서의 경로추종제어를 위하여 Mamdani Fuzzy PD Controller를 설계하고, Monte Carlo 시뮬레이션을 통하여 제안된 제어기의 강건성을 확인하였다. 재진입 비행체의 재진입 단계는 크게 Atmospheric re-entry 단계와 TAEM단계, A&L 단계는 이전 두 단계에 비해 비행가능 고도의 폭과 Downrange의 폭이 제한되어 있으며 정확한 Touchdown을 요구되므로, 보다 정확한 제어성능을 요구한다. 본 논문에서는 시스템의 비선형성에 대하여 강건성을 가지는 Fuzzy 제어를 이용하여 제어기를 설계하였으며, 제안된 제어기는 Mamdani Fuzzy PD 제어기로 고도오차와 오차변화율을 입력값으로 하고 수직가속도 정분을 출력으로 하는 25개 룰을 가진다. 우선 A&L 단계에서 생성되는 경로 중 Headwind난 Tailwind와 같은 큰 외란이 발생한 경우의 경로를 선택하고, Fuzzy PD Controller를 사용하여 제어기의 성능을 확인하였다. 그리고 대기 밀도 오차 및 공력오차를 고려하여 Monte-Carlo 시뮬레이션을 수행하여 제안된 제어기의 강건성을 확인하였다.

재진입 비행체의 A/L Phase 유도 제어

민찬오,백조하,양성필,김종훈,이대우,조겸래 한국항공우주학회 2008 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.- No.-

인구피해를 고려한 추락위치 후보군 생성 방법을 이용한 저궤도 인공위성의 제어 재진입 폐기 전략

민찬오(Chan-Oh Min),임대희(Dae-Hee Lim),이대우(Dae-Woo Lee) 한국항공우주학회 2018 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2018 No.4

재진입 비행체의 진입 및 착륙단계 경로 생성 및 퍼지제어기 설계

민찬오(Chan-oh Min),조성진(Sung-jin Jo),이대우(Dae-woo Lee) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.2

재진입 비행체의 Approach & Landing단계는 Steep Glideslope 단계, Circular Flare 단계, Flare Maneuver 단계로 이루어지며, 본 논문에서는 실시간 경로 생성을 위하여 기하학적 조건을 이용한 기준궤적 생성 알고리즘을 사용하였다. 이를 통하여 재진입비행체의 착륙 안정성을 고려한 기준궤적을 빠른 시간 안에 생성할 수 있다. 그리고 본 논문에서는 비선형 시스템에 대하여 강건성을 가지는 Mamdani Fuzzy PD Controller를 통한 종방향 및 횡방향 제어기를 설계하였다. 또한 Downrange 와 Crossrange의 초기 오차를 포함하는 시뮬레이션을 수행하여, 제안된 Fuzzy 제어기의 우수한 성능을 확인하였다. The approach and landing phase of a re-entry vehicle is composed of Steep Glideslope phase, Circular Flare phase, Flare Maneuver phase. The trajectory planning algorithm with geometric parameters is studied in this paper for on-board trajectory planning. This algorithm generate reference trajectory rapidly considering safe landing of re-entry vehicle. In this paper, the Mamdani Fuzzy PD type controller for longitudinal and lateral control is designed which has robustness of nonlinear system. In addition, the simulation is performed including initial downrange and crossrange errors, and the results shows that the proposed fuzzy logic controller has good performance.

RCS jet을 고려한 달착륙선의 Descent phase 통합 시뮬레이션

민찬오(Chan-oh Min),정순우(Seun-woo Jeong),이대우(Dae-woo Lee),조겸래(Keum-rae Cho) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.6

2020년 예정인 국내 달 탐사 프로그램을 위하여 달착륙선에 관한 다양한 연구가 진행되고 있다. 본 연구에서는 RCS jet을 고려한 달 착륙선의 Powered descent phase에서의 유도제어시스템을 구성하고 통합 시뮬레이션을 수행하였다. 달착륙선은 RCS 제트추력기를 이용하여 자세를 제어하므로 일반적인 비례제어기가 아닌 뱅뱅제어기를 사용하게 된다. 본 논문에서는 16개의 추력기를 이용하여 자세제어를 수행하고, 이를 위하여 phase-plane 스위칭 함수를 이용한 on/off 제어기와 추력기 선택 알고리즘을 적용하였다. 또한 Fuzzy logic을 이용한 유도 알고리즘을 이용하여 최적기법을 통해 생성된 기준경로에 따라 정확하고 안전하게 착륙 할 수 있음을 확인 하였다. Researches for various lunar landing technologies are in progress for the lunar exploration program planned for early 2020s in Korea. This paper shows the integrated simulation for safe lunar landing guidance/control system in powered descent phase. Generally, the lunar lander uses on/off(bang-bang) controller to control the RCS jet thrusters instead of proportional controller. In this paper, the on/off controller using phase-plane switching function, and thruster selection algorithm to control sixteen thrusters are applied. Also additional guidance commands are calculated by a proposed fuzzy logic guidance algorithm. The simulation results show that lunar lander can follow a reference trajectory which is generated by optimization method, then land on the surface safely.

한국형 달착륙선의 착륙과 이륙의 최적 궤적 생성

조성진,민찬오,이대우 한국항공우주학회 2010 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2010 No.4

무인항공기의 자동착륙 시스템 개발 및 비행시험을 위한 X-Plane 시뮬레이터의 이용

서영준,민찬오,이대우 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.4

비행제어시스템을 설계하기 위해서는 대상이 되는 비행체의 시스템모델이 필요하다. 하지만 정확한 시스템모델을 만들기 위해서는 항공기의 모형을 제작 하여 풍동실험 등 다양한 실험을 해야 한다. 따라서 시스템모델의 설계 비용과 시간은 실험 항목의 종류와 비행조건에 따라 증가하게 된다. 본 연구에서는 무인항공기의 자동착륙을 위한 시스템을 개발하고 비행시험을 통해 성능을 검증하였다. 자동착륙 시스템 개발 과정에서 무인항공기의 가이던스, 제어기를 설계 및 제작하기 위해 무인항공기의 시스템모델을 사용하는 기존의 방법을 대신하여 X-Plane 의 가상 비행체를 이용하여 가이던스와 제어기를 검증하였다. System model of airplane is needed to design Flight Control System(FCS). But, we have to make airplane system model and do various experiment, Wind Tunnel test etc. for accurate system model. So, cost of airplane system model increase with kind of experiment and flight condition. In this research, we designed Auto-landing system and verified by flight test. In process of development of Auto-landing control system, we used virtual airplane in X-Plane simulator instead of system model of airplane for verification of guidance and controller.

역지오코딩을 이용한 우주파편의 지구 충돌 시 인구피해 분석

이미현,민찬오,김정호,이대우,조겸래 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

현재 지구 궤도 상에서 운용되고 있는 인공위성의 수는 약 900개이다. 이들은 임무수행을 다하게 되면 IADC의 규정에 의해 25년 안으로 지구로 추락하게 된다. 이 때, 인공위성이 지구로 재진입을 하게 되면, 크기가 크거나 밀도가 높은 부품들의 경우에는 살아남아 추락하여 피해를 줄 수 있다. 본 논문에서는 실제 운용중인 인공위성 HETE-2가 지구로 재진입하여 발생할 수 있는 인구 피해 확률에 대하여 분석하였다. 몬테 카를로 시뮬레이션 방식을 이용하여 우주 파편의 충돌 지점과 생존 확률을 얻은 뒤, 재진입 예측 프로그램은 DRAMA의 인구 밀도 함수 방식 대신 역지오코딩 방식을 사용하여 인구 피해 확률을 보다 정확하게 계산하였다. Approximately 900 satellites are currently orbiting the Earth. When satellites complete their mission, they are programmed to crash into the Earth within 25 years of mission completion, based on the rules set by IADC. During this time, if the satellite re-enters the Earth, large-sized components remain, it is possible that they will cause damage of population when they crash into the ground. Therefore, in this paper, satellite HETE-2 that is operating has analyzed for the population damage probability that may occur during the Earth re-entry. The study first identifies the collision point and the survival probability of space debris using the Monte Carlo simulation method, and a more accurate risk analysis of population damage probability using Reverse geocoding instead of population density function in a re-entry prediction program DRAMA.

유전 알고리즘을 활용한 무인기의 다중 임무 계획 최적화

박지훈,민찬오,이대우,장우혁 한국항공운항학회 2018 한국항공운항학회지 Vol.26 No.2

This paper contains the multi-mission scheduling optimization of UAV within a givenoperating time. Mission scheduling optimization problem is one of combinatorialoptimization, and it has been shown to be NP-hard(non-deterministic polynomial-timehardness). In this problem, as the size of the problem increases, the computation timeincreases dramatically. So, we applied the genetic algorithm to this problem. For theapplication, we set the mission scenario, objective function, and constraints, and then,performed simulation with MATLAB. After 1000 case simulation, we evaluate the optimalityand computing time in comparison with global optimum from MILP(Mixed Integer LinearProgramming).

몬테칼로 방법을 이용한 저궤도위성 폐기기동 시 우주파편과의 충돌위험 분석

성재동,민찬오,이대우,김해동 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.11

현재 지구주위의 궤도에는 폐기된 위성을 비롯한 많은 우주파편이 존재하고 있으며, 임무 수행중인 인공위성 혹은 유인 우주활동을 위협하고 있다. 2013년 7월까지 임무를 수행할 예정인 아리랑 2호 위성 또한 이에 대한 고려가 필요하다. 앞으로의 원활한 우주활동을 위해 저궤도의 경우 임무종료 후 25년 이내에 지구대기로 하강하여 소각되어야 하는 규정을 준수하기 위해 연료소모를 최소화하는 폐기경로를 설계하고, 안전성을 분석할 필요성이 높아지고 있다. 따라서 본 논문에서는 호만 전이 궤도를 이용한 폐기경로를 계산하고, 적절한 확률변수를 이용하여 1,000회의 몬테칼로 시뮬레이션을 통해 폐기기동중 충돌확률을 분석한 내용을 기술하고 있다. 그 결과 가장 위험성이 높은 경로의 충돌확률이 5.9957E-07로 보다 정밀한 분석이 필요함을 알 수 있었다. Now there are a lot of expired satellite or space debris around earth orbit and it threaten the operating satellite and manned space mission. KOMPSAT-2 that scheduled to operate the mission until July, 2013 is no exception. There is a growing need to design the satellite removal trajectory that minimize fuel consumption and satisfy the '25 years rules' for safety space environment. Therefore, this paper describe that calculating removal trajectory using Hohmann transfer orbit and performing 1,000 times Monte-Carlo simulation to analysis collision probability. The result show that the worst case collision probability present 5.9957E-07 and it need to analysis more precise satellite safety during removal maneuver relatively.