마이크로 컨트롤러를 이용한 지능구조물의 진동제어시스템 개발

황재혁,홍의표,이원석,최용훈 한국항공대학교 항공우주산업기술연구소 2003 航空宇宙産業技術硏究所 硏究誌 Vol.13 No.-

본 논문에서는 유연구조물의 진동을 제거하기 위하여 압전 세라믹(PZT)을 감지기와 작동키로 이용하였다. 진동을 제거하기 위한 제어 방법은 위치 되먹임 제어와 속도 되먹임 제어 두가지 방법을 사용하였다. 위치 되먹임 제어는 구조물의 각 지점의 위치를 감지해 내고 이를 역으로 걸어 주는 것이고 속도 되먹임 제어는 유연부착물의 각 지점에서의 속도에 대한 정보를 역으로 걸어 주는 것이다. 즉, 압전 감지기의 감지 전압을 이용해서 속도 되먹임 제어를 할 수 있다. 적용된 두 제어 방법 모두 개회로일 때 보다 좋은 성능을 나타내었다. 그러나 위치 되먹임 제어가 스필오버(spill-over)가 심했고 속도 되먹임 재어보다 정착시간(Settling Time)이 더 길었다. 본 실험에서는 속도 되먹임 제어가 적은 에너지로도 위치 되먹임 제어보다 좋은 성능을 보였다. 제어시스템을 구축하기 위해서 마이크로 컨트롤러를 사용한 제어보도를 설계하고 제작하였다. 제어 보드에 사용된 마이크로 컨트롤러는 Intel 80c196ke를 사용하였으며 마이크로 컨트롤러의 A/D, D/A 기능을 보완하기 위해서 A/D, D/A 보드를 제작하였으며, 사용자 편의와 원거리 제어를 위해서 사용자 보드를 제작하였다. 본 실험에서 제작한 제어 보드는 본 실험에 쓰인 외괄보 뿐만 아니라 압전 세라믹을 이용한 모든 구조물의 능동진동제어에 쓰인 수 있도록 제작되었다.

항공기 노즈 랜딩기어의 쉬미 해석

황재혁,김두만,남창호,임경호 한국항공대학교 1993 論文集 Vol.31 No.-

본 연구를 통하여 항공기 노즈 랜딩기어의 동안정성을 지배하는 운동방정식을 유도하고, 이를 수치적으로 해석하는 프로그램을 개발하였다. 개발된 프로그램은 어떠한 초기조건 및 파라메타의 변화가 착륙장치의 동안정성에 미치는 영향을 해석하는데 매우 유용한다. 노즈 랜딩기어의 운동 방정식을 해석한 결과, 동적 불안정을 유발시키는 중요한 파라메타를 결정하였고, 이 파라메타들을 적적히 조절하면 지배장정식은 안정된 해를 갖게 된다. 그 중 대표적인 파라메타는 K?,K₃,C이다. 해의 두번째 특징으로 발산하지 않는 해 가운데서 쉬미(shimmy)현상을 나타내는 해가 있다. 쉬미현상은 비선형 시스템에서 나타나는 리미트사이클로서 고정된 진폭과 주파수를 갖고 진동하는 해를 뜻한다. 이러한 쉬미현상을 해석한 결과, 조향계통의 프리플레이(free play)가 쉬미 발생에 결정적인 원인이 됨을 확인 하였다. In this study, the equations of motion of an nose landing gear system for shimmy analysis has been derived and then the equations have been solved by numerical method. The developed program in this study is useful to evaluate the effect of the initial conditions and parameters of the nose landing gear on the its dynamic stability. It has been found that the parameters such as K?K₃,C? play the most prominent role on the dynamic stability of the nose landing gear. Shimmy is a kind of limit cycle which can be occurred in the nonlinear dynamic systems. Shimmy has been analyzed numerically in this paper. It turns out that the free play in the steering system is the most important factor to generate shimmy.

독립모달공간 제어기법에서 작동기의 수 및 최적위치 선정

황재혁,백승호 한국 항공대학교 항공산업기술연구소 1994 航空宇宙産業技術硏究所 硏究誌 Vol.4 No.-

In this study, a new formulation of independent modal space control is developed to handle the attitude and vibration control problem for large flexible structures. The main advantage of this method is that one can obtain an analytical solution for the optimal control law for very large order systems. The fundamentaal limitation of previous works, the requirement of one actuator for each mode to be controlled, is relaxed in the new formulation. The closed-loop design is obtained while independently assuring stability and the design may be iterated to improve the closed-loop dynamic characteristics. The ease of control law generation by this method is seen to be obtained at the expense of the ability to adjust directly the penalties on the actuator efforts. Since actuator optimal placement is of fundamental importance, three methods which are simple to use for determination of optimal actuator locations have been suggested.

실험적 모드해석법을 이용한 시스템행렬 추정

황재혁,박진호,이혜진 한국항공대학교 항공우주산업기술연구소 2002 航空宇宙産業技術硏究所 硏究誌 Vol.12 No.-

본 논문에서는 시스템의 고유진동수, 모드감쇠비 및 모드모양을 구하는 방법에 대하여 알아보고 구해진 모달파라메타(고유진동수, 모드감쇠비, 모드모양)를 이용하여 시스템 행렬을 추정하는 방법에 대하여 논하였다. 이 방법을 5자유도 모델에 적용하여 시뮬레이션을 하였고 정확한 모델과 추정한 모델의 결과를 비교해보았다. 또한 실험을 통하여 알루미늄 Beam의 모달파라메타를 구했으며 구해진 모달파라메타를 이용하여 시스템 행렬을 추정했다. 추정된 시스템 행렬의 타당성을 판단하기 위하여 실험으로부터 구한 주파수 응답함수와 추정한 모델로부터 구한 주파수 응답함수를 비교하였다. 또한 실험으로부터 구한 주파수 응답함수를 Modal Analysis 소프트웨어인 ME' ScopeVES에 적용하여 모드모양을 구했고, 실험재료를 3차원으로 모델링하여 유한요소해석 소프트웨어인 ANSYS에 적용하여 모드모양을 구했고, 실험적인 모드모양과 해석적인 모드모양을 비교하였다. This paper presents the method of getting natural frequency, modal damping ratio, and mode shape of a system, and then describes the method of estimating the system matrices using the modal parameters(natural frequency, modal damping ratio, and mode shape) obtained. In order to prove the validity of this method, simulation study and experiment was performed. In the simulation study, 5 DOF exact model was assumed. Modal parameters can be obtained from frequency response function of the exact system matrices, and then the method of estimating the system matrices can be applied. Frequency response functions of the two model ( exact and estimatied ) were compared. In the experiment, aluminum beam was used. Modal Parameters can be obtained from using accelerometers, force transducer, FFT Analyzer (DI-2200) and ME' ScopeVES (Modal Analysis Software). Frequency response functions of the two model ( experimented and estimatied ) were compared.

입력 설계기법을 이용한 유연구조물의 다중모드 제어기법 연구

황재혁,권오훈,이혜진 한국항공대학교 항공우주산업기술연구소 2002 航空宇宙産業技術硏究所 硏究誌 Vol.12 No.-

본 논문에서는 유연 구조물의 전류 진동을 제거하기 위한 방법으로 다중모드를 고려하여 제어하는 방법을 연구하고 실험을 하였다. 시간 영역에서의 ZVD-ZVD방법과 주파수 영역에서 근사 시간지연 기법을 시스템의 2차 모드까지 고려하여 입력을 설계하고, 그 설계된 입력을 실험에 적용하여 그 결과를 1차 모드만을 고려하였을 때와 비교하였다. 실험장치는 AC서보 모터에 허브를 달고, 그 허브에 유연한 구조물을 부착하여 구성하였다. 실험에 앞서 시뮬레이션을 위해 실험을 하고자 하는 모델을 모델링하고 운동방정식을 유도한 후, 그 구조물의 회전 시 발생하는 잔류진동을 제거하기 위해 다중모드를 고려하여 입력설계를 하였다. 그리고 시뮬레이션을 통해 얻어진 설계된 입력을 실제 실험장치를 통해 적용을 하였다. 제어 알고리즘은 C언어 프로그램을 이용하여 제작하였고, 실험장치에서 나온 결과값은 스트레인 게이지를 통해 얻어 그 결과를 나타내었다. 본 연구에서는 다중모드를 고려하여 입력을 설계한 경우, 1차 모드만을 제어하였을 때보다 유연구조물에 발생하는 잔류진동을 억제하는데 있어서 더 효과적인 방법임을 시뮬레이션과 실험을 통해 확인하였다. This paper includes our research and experiment on control method in consideration of multi mode to attenuate residual vibration of flexible structure. At first, Input has been shaped taking 2nd mode of system into consideration suing ZVD-ZVD method in a time domain and user selected Time-delay method in a frequency domain. Then, The Result has been obtained by appling the shaped input to the testing equipment. The comparison was made between the above acquired result and the result made when only 1st mode was considered. This paper confirms by simulation and experiment that application of the input shaped by taking multi mode into consideration is more effective method to attenuate residual vibration of flexible structure than when only 1st mode is controlled and No controlled.

비정상 랜덤 가진력을 받는 항공기 착륙장치의 매개변수 최적설계

황재혁,박영창,이혜진 한국 항공대학교 항공산업기술연구소 2000 航空宇宙産業技術硏究所 硏究誌 Vol.10 No.-

본 논문에서는 항공기 착륙장치 동특성 해석을 통해 얻어진 중요한 매개변수를 최적 설계하는 연구를 수행하였다. 착륙장치는 선형계로 모델링하였으며, 최적설계시 성능지수는 항공기의 탑승감, 노면안정성, 완충기의 공간확보성으로 구성하였고, 설계기법으로는 확률적 최적제어기법을 사용하였다. 최적설계 전후에 대한 성능지수 및 착륙장치의 제곱평균응답 특성을 비교한 결과 성능이 매우 향상되었음을 확인할 수 있었다. The dynamic characteristics of an aircraft landing gear under nonstationary random excitation needs to be taken into account during structural design as well as to protect the cargo and on-board instrumentation. It has been found that the parameters of shock absorber played a prominent role on the dynamic characteristics. In this paper, the optimal design of the prominent parameters was conducted with respect to ride comfort, road holding, absorber stroke space using the stochastic optimal control control theory. The kinematic excitation to landing gear was modeled as a output of a first order linear spatial shaping filter to white noise excitation. The response of landing gear was found to be improved in comparison to that of original system.

LQG/LTR 설계방법을 이용한 자동차 현가장치 능동제어

황재혁,김두만 한국항공대학교 1993 論文集 Vol.31 No.-

본 연구에서는 1/4 car 모델을 사용하여 자동차 현가장치의 LQG/LTR 능동제어기를 설계하고 그 안정도-강인성을 해석적으로 살펴보았다. 일반적으로 자동차 현가장치는 약 0.5-10 Hz 의 저주파영역의 밴드통과필터 역할을 한다. 특히 이 부분의 영역은 탑승자가 민감하게 느끼는 주파수 대역이므로 승차감 및 조종성에 매우 중요하다. 본 논문에서는 0.5-10 Hz 부근의 승차감 및 조종성 향상에 초점을 두고, 차체의 속도를 출력변수로 하는 LQG/LTR제어기를 설계하였다. 설계된 제어기를 사용하여 시뮬레이션을 수행한 결과 약 0.5-3.0 Hz 영역의 승차감과 0.5-3.0 Hz 부근의 조종성을 평가하는 새로운 인덱스를 제시하였으며, 본 연구에서 설계된 능동시스템은 수동형에 비해 약 9.2% 강인성이 증가 하였다. An automatic active suspension system using LQG/LTR method and 1/4 car model has been deigned and the stability robustness of the active system also has been analyzed in this sutdy. The automotive suspension system generally behaves like a low frequency band-pass filter(0.5-10Hz). Passengers are very sensitive to this frequency range in terms of ride quality and road holding ability. In this paper, a LQG/LTR controller is sugested to improve the ride quality and road holding ability in the specified frequency range. It has been found by numerical simulations that the ride quality and road holding ability can be imporved in the frequency ranges of 0.5-3.0 Hz and 0.3-2.1 Hz respectively. In addition,a new index to evaluate the stability rovustness of the active suspension system is suggested. It is shown that the stability rovbustness of the LQG/LTRcontroller designed in this paper is increased by about 9.2%, compared to the passive system.

모델 불확실성에 강인한 유연구조물의 입력설계

황재혁,공병식 한국 항공대학교 항공산업기술연구소 1997 航空宇宙産業技術硏究所 硏究誌 Vol.7 No.-

This paper compares input shaping techniques for controlling residual vibration of flexible structures. Input shaper generates vibration-reducing shaped commands through convolution of an impulse sequence with the desired command. Both feed forward and feedback control approaches with/without input shaper for uncertain dynamical systems are investigated to evaluate the control performances. The control objective is to achieve a fast settling time and robustness to plant uncertainty, to eliminate residual vibrations. It is shown by a series of simulation that a properly designed feedback controller with input shaper performs well, as compared with open-loop controller with input shaper.

콘트롤 로딩 시스템의 강인한 힘 제어기 설계

나병철,황재혁 한국 항공대학교 항공산업기술연구소 1999 航空宇宙産業技術硏究所 硏究誌 Vol.9 No.-

본 논문에서는 DC모터를 이용하여 실제 항공기에서 발생하는 조종반발력을 시뮬레이터의 조종간이나 페달에 실시간으로 구현시켜주는 힘 제어기법에 대해 연구하였다. 시뮬레이터의 각 조종축은 독립적으로 조종력을 구현할 수 있으므로, 본 논문에서는 피칭축 1축에 대해서만 힘 발생장치의 동특성을 고찰하였다. 실제로 역동역학을 이용한 제어기는 실시간으로 계산하는 과정에서 오차가 발생하고, 플랜트의 모델링 오차가 존재하므로 이런 부분에 강인한 힘 제어기를 설계하게 되었다. 힘 제어기는 슬라이딩 모드 제어기법으로 이용하여 파라메타 불확실성과 외란에 강인한 제어기와 콘트롤 로더의 명령추종 성능 향상과 안정성에 대한 강인성을 향상시키기 위해 앞먹임 제어기와 비례적분형 피드백 제어기로 구성되어 있다. 봅 연구에서 설계된 제어기는 명령추종 성능이 우수하고, 모델링 오차에 대해 강인한 특성을 갖고 있음을 수치해석을 통해 확인할 수 있다. In this thesis, a Robust force controller which provides the same wheel forces or pedal forces in real time to the student pilot in a flight simulator as those occurred during real flight has been suggested. Since the control force of each axis of simulator can be implemented independently, dynamic characteristics for only pitching axis in this study is analyzed. The novel force controller is designed using sliding mode control that is insensitive to the variation of force generating system parameters and/or external disturbances and updates the control forces appropriately in real time. The force controller consists of two parts. First part is designed to be insensitive to the effect of parameter uncertainty using sliding mode control and Second part is to improve the command following ability and robustness of system stability. It has been found by a series of simulation that the force controller suggested in this study has excellent command following ability and robustness to parameter errors

실제좌표 공간에서 선형 진동시스템의 해석기법

백승호,황재혁,박명호,이재홍 한국 항공대학교 항공산업기술연구소 1996 航空宇宙産業技術硏究所 硏究誌 Vol.6 No.-

The coefficients of a linear nonconservative system are arbitrary matrices lacking the usual properties of symmetry and definiteness. A method is developed herein for the efficient analysis of linear nonconservative systems. This constructive method utilizes equivalence transformations, and does not require conversion of the equations of motion to first-order forms.