복합좌표계 시스템의 선회동역학에 관한 해석적 연구

석진영(Jinyoung Suk) 한국항공우주학회 2003 韓國航空宇宙學會誌 Vol.31 No.6

시간유한요소법을 이용한 분포형 구동기의 형상최적화에 관한 연구

석진영(Jinyoung Suk),김유단(Youdan Kim) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.9

시간유한요소법은 시간영역을 고정시키고 행렬 미분방정식 형태의 공간전파 관계식을 풂으로써 시간과 공간에 대한 동적 해석을 수행하는 방법이다. 이 방법은 공간이산화 유한요소법이나 시/공간 동시이산화 유한요소법에 비해 공간에 관한 자유도가 발생하는 것 이 두드러진 특징으로, 이를 이용하여 분포형 구동기의 공간에 따른 특성을 최적화하는 데에 효율적으로 사용될 수 있다. 본 논문에서는 임의의 초기조건을 반영할 수 있도록 구성된 상태변수 벡터를 이용하여 구조물을 시간영역에서 이산화하고, 공간영역에서 전파관계식 및 경계조건을 이용하여 공간전파 관계식을 형성하였다. 이 때 구동기의 공간에 따른 형상 분포는 설계되어야 할 변수의 함수이고, 시간반응은 형상함수를 이용하여 이산화 하였다. 포텐셜 에너지 및 운동에너지를 구조물의 변위제어에 적절한 최적의 성능지수로 설정하고, 이를 최소화하도록 미지의 함수인 구동기의 분포형상을 구하였다. 일반적으로 구조물은 임의의 초기조건에서 외란을 받게 되나, 본 연구에서는 구현가능한 제어법칙을 이용하여 최종시간에서 안정화(rest) 조건을 만족한다고 가정하였다. 구동기 분포형상 최적화를 위해 상태/준상태 방정식을 유도하였다. 서브행렬 재형상화와 시/공간 경계조건을 통해 상태변수와 준상태변수에 대한 Ricatti 미분방정식을 유도하였다. 이를 통해 구동기 분포형상 최적화를 구현하였으며, 수치 시뮬레이션을 통해 적절한 구동기의 분포형상 최적화를 수행할 수 있음을 보였다. A dynamic analysis method that freezes a time domain by discretization and solves the spatial propagation equation has a unique feature that provides a degree of freedom on spatial domain compared with the space discretization or space-time discretization finite element method. Using this feature, the time finite element analysis can be effectively applied to optimize the spatial characteristics of distributed type actuators. In this research, the time domain finite element method was used to discretize the model. A state variable vector was used in the discretization to include arbitrary initial conditions. A performance index was proposed on spatial domain to consider both potential and vibrational energy, so that the resulting shape of the distributed actuator was optimized for dynamic control of the structure. It is assumed that the structure satisfies the final rest condition using the realizable control scheme although the initial disturbance can affect the system response. Both equations on states and costates were derived based on the selected performance index and structural model. Ricatti matrix differential equations on state and costate variables were derived by the reconfiguration of the sub-matrices and application of time/space boundary conditions, and finally optimal actuator distribution was obtained. Numerical simulation results validated the proposed actuator shape optimization scheme.

유연우주비행체의 선회 및 진동억제를 위한 최적입력 형상화에 관한 연구

석진영(Jinyoung Suk),문종윤(Jong-Yun Moon),김유단(Youdan Kim) 한국항공우주학회 1997 韓國航空宇宙學會誌 Vol.25 No.6

슬라이딩 모드 제어기법을 이용한 유연날개의 플러터 억제

이상욱(Sang-Wook Lee),석진영(Jinyoung Suk) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.6

본 논문에서는 항공기 유연날개의 플러터 억제를 위한 능동 제어시스템을 슬라이딩 모드 제어기법을 이용해 설계하였다. 제어력으로는 유연날개 뒷전 조종면 움직임으로 발생하는 공기력을 이용하였으며, 이를 위해 공탄성 모델, 조종면 작동기 모델, 돌풍 모델로 구성되는 서보 공탄성 모델링을 수행하였다. 플러터 억제를 위한 조종면 제어시스템은 슬라이딩 모드 제어기와 측정값을 이용해 상태 변수를 추정하는 칼만 필터를 조합해 구성하였으며, 수치 시뮬레이션을 통해 유연날개 모델에 대한 플러터 억제 효과를 확인하였다. This paper presents the design of an active flutter suppression system for flexible wing using sliding mode control method. The aerodynamic force generated by the motion of a flexible wing control surface is utilized as control force. For this purpose, aeroservoelastic model is formulated by blending aeroelastic model, control surface actuator model, and gust model. A sliding mode controller is designed for active flutter suppression on the aeroservoelastic model in conjunction with Kalman filter that estimates the system states based on the measured output. The performance of the designed controller is demonstrated via numerical simulation for the representative flexible wing model.

진화로봇공학 기반의 복수 무인기를 이용한 영역 탐색

오수훈(Soo-Hun Oh),석진영(Jinyoung Suk) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.4

복수 무인기의 동시 운용을 통하여 임무 수행 효율성 제고를 꾀할 수 있으며 이를 위해서는 확장성이 용이한 제어 알고리듬을 필요로 하게 되는데 유연성, 강건성, 분산형 제어 및 자기조직화의 특징을 갖는 행동모델 기반의 무리 지능이 현실적인 대안으로 각광받고 있다. 그러나 논리적으로 행동규칙을 설계하기 어렵다는 단점을 극복하기 위하여 최근 진화로봇공학이 무인기 제어에 적용되기 시작하고 있다. 본 논문에서는 제한된 영역을 복수의 무인기로 탐색하는 임무를 진화로봇공학을 적용하여 진화시킨 신경망제어기로 수행한 결과, 직관에 의지하여 설계된 행동모델 기반의 신경망제어기에 비하여 우수한 성능을 보임을 제시하였다. The simultaneous operation of multiple UAV’s makes it possible to enhance the mission accomplishment efficiency. In order to achieve this, easily scalable control algorithms are required, and swarm intelligence having such characteristics as flexibility, robustness, decentralized control, and self-organization based on behavioral model comes into the spotlight as a practical substitute. Recently, evolutionary robotics is applied to the control of UAV's to overcome the weakness of difficulties in the logical design of behavioral rules. In this paper, a neural network controller evolved by evolutionary robotics is applied to the control of multiple UAV's which have the mission of searching limited area. Several numerical demonstrations show the proposed algorithm has superior results to those of behavior based neural network controller which is designed by intuition.

회전익 무인항공기의 비행안정성 규명을 위한ADS-33E 적용기법 연구

정환호(Hwan-ho Jeong),석진영(Jinyoung Suk),김병수(Byoungsu Kim),이상기(Sangkee Lee) 한국항공우주학회 2012 韓國航空宇宙學會誌 Vol.40 No.3

본 논문에서는 회전익 유인항공기의 비행성 기준인 ADS-33E-PRF 규정을 회전익 무인항공기에 적용하기 위한 시험방법 및 절차, 그리고 데이터 분석방법에 대해서 기술하였다. 비행특성을 평가하기 위한 대상 모델은 충남대학교에서 보유한 실험용 회전익 무인항공기 CNUHELI-020이며 종/횡/방향축 선형모델을 사용하였다. 비행특성을 평가하기 위한 요구 조건은 공중 제자리비행 및 저속비행 요구조건 중 미소진폭크기 자세변화와 중간진폭크기 자세변화이며, 종/횡방향축에 대해서 공중 정지비행시 비행특성을 평가하였다. 규정에 근거한 비행성 평가결과, 대상 무인항공기는 해당 비행영역에서 대부분 Level 1의 비행성을 갖는 것으로 파악되었다. In this paper, a systematic consequence of evaluation method, procedure, and flight data analysis is investigated for application of ADS-33E-PRF to UAV. And it is applied to unmanned rotorcraft for evaluation. CNUHELI-020, which is developed in Chungnam National University, is used for assessment of handling quality: decoupled longitudinal and lateral/directional model were used to assess handling qualities. Evaluation flight maneuvers are categorized as hover/low-speed requirements, small-amplitude attitude change, and moderate-amplitude attitude change requirements.

의사위성 항법시스템에서의 해수면 반사파가 미치는 영향 분석 및 대처방안에 대한 연구

박준표(Jun-Pyo Park),석진영(Jinyoung Suk) 한국항공우주학회 2014 韓國航空宇宙學會誌 Vol.42 No.6

본 논문은 의사위성 항법시스템을 이용하여 항공기, 선박 등에 정밀한 항법해를 제공할 경우 해수면의 반사파에 의한 영향으로 항법신호의 의사거리 추정 성능이 어떻게 변화하는지 분석하였다. 해수면 반사파의 영향을 최소화하기 위한 방안들로써 수신기 설계에 있어 상관기별 성능비교 분석을 통해 의사위성 항법시스템에 적절한 상관기를 제시하고자 하였으며, 다중 안테나 기법 사용을 제안하였다. 또한, 해수면 반사파를 회피하기 위한 가장 확실한 방안으로 송신소 위치 이동 시의 실험값을 제시하여 해수면 반사파의 영향으로부터 항법 신호의 의사거리 추정 성능의 개선 정도를 분석하였다. The effects of reflected wave of the sea on pseudolite ranging accuracy are analysed in this paper, when a pseudolite navigation system is used for wide area outdoor applications such as aircraft and vessels positioning. Methods for minimizing the influence of sea surface reflection wave were proposed. The methods include the appropriate correlator in pseudolite navigation system through the correlation performance comparison analysis in receiver design, the use of the technology of multiple antennas, and locating the transmitting station antenna on an appropriate position. From the results of experiments, the method of locating the antenna position shows the most reliable performance against the effect of surface reflection wave. The analysis results of the ranging accuracy improvement are addressed, when the multipath caused by sea surface reflection exists.

곤충모방 날갯짓 비행체의 LQ 제어기 설계

김성근,김인래,김승균,석진영,Kim, Sungkeun,Kim, Inrae,Kim, Seungkeun,Suk, Jinyoung 한국항행학회 2017 韓國航行學會論文誌 Vol.21 No.5

This paper presents dynamic modelling and simulation study on attitude/altitude control of an insect-mimicking flapping micro aerial vehicle during hovering. Mathematical modelling consists of three parts: simplified flapping kinematics, flapping-wing aerodynamics, and six degree of freedom dynamics. Attitude stabilization is accomplished through linear quadratic regulator based on the linearized model of the time-varying nonlinear system, and altitude control is designed in the outer loop using PID control. The performance of the proposed controller is verified through numerical simulation where attitude stabilization and altitude control is done for hovering. In addition, it is confirmed that the attitude channel by periodic control is marginally stable against periodic pitching moment caused by flapping. 본 연구에서는 곤충모방 날갯짓 비행체의 모델링과 제자리비행을 위한 자세제어 및 고도제어기를 설계하여 동역학 모델을 이용한 시뮬레이션을 수행하고 그 결과를 분석하였다. 곤충모방 날갯짓 비행체의 간략화한 날갯짓 운동, 날갯짓의 병진운동 및 회전운동에 대한 공력, 동체 동역학에 대해 수치모델링을 수행하였다. 제자리비행 자세제어를 위해 날갯짓 비행체가 가지는 시변 비선형 시스템을 선형화하여 설계한 LQR(Linear Quadratic Regulator) 제어기법을 통하여 자세안정화를 적용하였으며 PID 제어기법을 통해 고도제어를 수행하였다. 수치 시뮬레이션을 통해 설계된 모델과 제어기의 성능을 확인하였으며 제자리비행을 위한 자세안정화 및 고도 제어가 안정적으로 수행되는 것을 확인하였다. 또한 날갯짓에 의해 발생하는 주기적인 피칭 모멘트를 주기적인 제어입력을 통해 임계 안정하도록 자세 안정화를 수행하는 것을 확인 하였다.

유연날개 동적 응답 완화를 위한 능동 제어

이상욱(Sang-Wook Lee),석진영(Jinyoung Suk) 대한기계학회 2012 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2012 No.11

In this study, active control for dynamic response alleviation of flexible wing such as flutter suppression and gust loads alleviation was presented. For this purpose, aeroservoelastic model composed of aeroelastic model, control surface actuator model, and gust model was formulated and validated by comparing the results of dynamic response analysis with those from commercial software. In addition, the study on the dynamic response alleviation using control surface of flexible wing was performed. Optimal feedback contol was adopted when designing the control surface controller, and the effects of dynamic response alleviation was validated by performing the numerical simulation for the representative flexible wing model.

의사위성 항법시스템의 항법성능 분석기법 연구

박준표(Jun-Pyo Park),석진영(Jinyoung Suk) 한국항공우주학회 2014 韓國航空宇宙學會誌 Vol.42 No.11

본 논문은 의사위성 항법시스템의 항법성능 분석기법을 제시하고, 실제 시험 데이터를 이용한 의사위성 항법시스템의 항법결과 성능분석을 통해 이를 검증하고자 하였다. 기존 GPS 및 Galileo 등의 위성항법 분야에서 적용되는 항법성능 분석방법들을 통해 오차 요소들을 식별하고, 표준화된 문서에서 정의한 UERE의 기준을 확인하고, 실험적으로 UERE를 계산하는 방안을 살펴보았다. 이를 기준으로 의사위성 항법시스템에서의 오차 요소를 식별하고, 가용한 UERE 관측 방법과 UERE 계산 방법 및 UERE와 위성 배치로부터의 항법해 성능 추정 방안을 제안하고 몇 가지 상황을 고려한 시뮬레이션을 수행하였으며, 최종적으로 비행시험을 통한 실제 데이터를 이용하여 이를 검증하였다. In this paper, the navigation performance analysis techniques of a pseudolite navigation system are proposed. To validate the techniques, operation and navigation test results using real test data are addressed. The conventional navigation performance analysis methods used for satellite navigation system, such as Galileo and GPS, are analyzed to identify the error factor and to check the criterion of UERE defined in the standard document. And then the method to calculate the UERE through the ranging measurements are studied. By identifying the error factor in pseudolite navigation system based on these methods, the available UERE observation and calculation method applicable to pseudolite navigation are proposed. Simulation results considering various circumstances and the actual flight test results are presented to verify the proposed method.