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- 저자 : 박장호(Changho Pak) (검색결과 5 건)
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유도형 활공 탄약 비행제어시스템 개발 PartⅠ: 운용 개념 및 항법
임승한(Seunghan Lim),박장호(Changho Pak),조창연(Changyeon Cho),방효충(Hyochoong Bang) 한국항공우주학회 2014 韓國航空宇宙學會誌 Vol.42 No.3
본 논문은 유도형 활공 탄약의 운용 개념을 소개하고, 이를 위한 항법 알고리듬을 제안하였다. 유도형 활공 탄약은 기존의 유도형 탄약과는 다르게 사거리 증가를 위한 날개를 장착하고 활공하며, 이를 위해 날개 전개 전 탄체의 회전은 제거된다. 따라서 일정한 회전속도를 고려한 기존 유도형 탄약 항법 알고리듬은 활공 중에는 사용할 수 없다. 또한 탄체의 회전이 제거되면 회전 관성이 작아져 횡축이 불안정해져 횡축 가속도를 제어해야 하고, 이로 인해 롤 자세에 의한 횡축 중력 가속도 성분을 알 수 없다. 따라서 횡축 중력 가속도 성분을 기반으로 롤 자세를 추정하는 등속 수평 비행 상태를 가정한 기존 항법 알고리듬은 사용할 수 없다. 본 논문에서는 유도형 활공 탄약의 회전 중 상태 추정을 위해서는 Lucia가 제안한 알고리듬을 사용하였고, 활공 중 상태 추정을 위해서는 새로운 항법 알고리듬을 제안하였다. In this paper, the operational concept and the navigation algorithms for the gliding guided artillery munition are studied. The gliding guided artillery munition has wings for gliding; therefore spin of the munition should be eliminated. The previous navigation algorithms assumed a spinning munition with constant angular velocity; hence, they cannot be applied for the gliding munition. Moreover, lateral stability becomes worse due to decrease of angular momentum. Therefore, side force should be controlled to improve the stability, and the munition should maneuver, then the previous navigation algorithms for typical fixed-wing aircraft cannot be applied. In this paper, we apply the previous navigation algorithms for the spinning munition. Spin is eliminated and wings are deployed based on the estimation results, and the advanced navigation algorithm for the non-spinning munition is introduced.
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유도형 활공 탄약 비행제어시스템 개발 PartⅡ: 유도 및 제어
임승한(Seunghan Lim),박장호(Changho Pak),조창연(Changyeon Cho),방효충(Hyochoong Bang) 한국항공우주학회 2014 韓國航空宇宙學會誌 Vol.42 No.3
본 논문에서는 유도형 활공 탄약의 유도 법칙 및 제어기에 대해서 연구하였다. 기존의 유도형 탄약은 활공 없이 목표물을 타격하기 위한 유도 단계만 있지만, 유도형 활공 탄약은 사거리 증가를 위한 날개를 장착하고 활공하기 때문에 활공 유도 단계가 추가 되어야 한다. 본 논문에서는 벡터필드를 이용하여 탄약의 진입각을 만족시키기 위한 경로점까지 유도하였고, 종말 유도에서는 목표물 타격을 위해 비례항법유도 기법을 적용하였다. 또한 각 활공 영역별로 운동 모델을 선형화하고 각각에 맞는 제어기를 설계한 후, 선형 보간법을 이용하여 제어기의 이득 값을 계산한 뒤 제어에 사용하였다. In this paper, the guidance laws and controllers for the gliding guided artillery munition is studied. The gliding guided artillery munition has wings for gliding to increase a range; therefore previous guidance laws and controllers for the guided munition could not be applied. Concepts of vector field guidance and proportional navigation guidance are applied for mid-term and terminal guidance, respectively. The gliding guided artillery munition is operated within wide altitude and speed areas; therefore, the controllers are designed for each area, and gain-scheduling and the linear interpolation technique is applied to compute the appropriate gains.
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김영주(Youngjoo Kim),임승한(Seunghan Lim),방효충(Hyochoong Bang),김재호(Jaeho Kim),박장호(Changho Pak) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.11
유도형 탄약은 비행속도 증가를 이용한 기존의 사거리 증가 방식과 다르게 정밀 유도제어를 사거리 연장 및 정밀 타격하는 기술을 기반으로 한다. 고회전으로 상승하는 탄은 탄도 정점에서 후미 날개를 전개하여 회전을 감소하고, 최종적으로 회전을 제거한 후 비행하게 된다. 주 날개 전개 전 탄체 뒤집힘 감지를 위하여 자세 추정이 요구되는데, 회전 감속 중에서는 일정한 회전을 가정한 기존의 유도무기 자세 추정 기법을 사용할 수 없다. 또한, 비행 시에는 횡축 가속도를 제어하기 때문에 중력 가속도 성분을 기반으로 하는 일반적인 무인기의 자세추정 기법은 큰 오차를 발생한다. 이러한 문제를 해결하기 위해 본 논문에서는 저속 회전 및 비행 중 자세추정기법을 제시하고, 무인기에 탑재하여 비행 실험을 통해 검증하였다. 저속 회전 중 자세 추정 기법은 롤 각을 상태변수로 갖는 칼만 필터 형태로 구성하였다. 비행 시 자세 추정 기법은 사원수를 이용한 곱연산 확장형 칼만 필터를 기반으로 하며, 가속도 측정치가 중력 가속도뿐만 아니라 선회에 의한 구심력을 포함하도록 측정 모델을 개선하였다. This paper presents results of flight experiments on a navigation algorithm including multiplicative extended Kalman filter for estimating attitude of the guided munition. The filter describes orientation of aircraft by data fusion with low-cost sensors where measurement update is done by multiplication, rather than addition, which is suitable for quaternion representation. In determining attitude from vector observations, the existing approach utilizes a 3-axis accelerometer as a 2-axis inclinometer by measuring gravity to estimate pitch and roll angles, while GNSS velocity is used to derive heading of the vehicle. However, during accelerated maneuvers such as coordinated flight, the accelerometer provides inadequate inclinometer measurements. In this paper, the measurement update process is newly defined to complement the vulnerability by using different vector observations. The acceleration measurement is considered as a result of a centrifugal force and gravity during turning maneuvers and used to estimate roll angle. The effectiveness of the proposed method is verified through flight experiments.
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