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유도탄 3-루프 선형 제어기와 비선형 제어기의 상사성 분석
이창훈,전병을,이진익 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4
본 논문에서는 3-루프 기반 선형 조종루프와 비선형 조종루프의 상사성 분석에 대해 다룬다. 먼저, 선형 조종루프와 비선형 조종루프의 내부 및 외부루프의 제어명령을 산출한 후, 제어신호 관점의 비교를 통해 두 조종루프 제어상수 간의 등가적인 관계를 규명한다. 내부루프와 외부루프의 오차방정식을 도출 한 후, 선형 조종루프와 비선형 조종루프를 적용했을 때 내부루프와 외부루프의 추종오차 수렴특성에 대해서 분석한다. In this paper, the similarities between linear missile autopilot and nonlinear missile autopilot based on three-loop topology. First, we derive the inner loop control inputs and the outer loop control inputs for both autopilots from their structures, and then we show that the control gains between two autopilots are consequently equal from the control signal standpoint. In addition, the error dynamics of the inner loop and the outer loop are identified. Based on these results, we analyze the behaviors of the tracking errors of the inner loop and the outer loop.
시간 최적화 성능지수를 고려한 유도탄 자세제어 기법 연구
문관영,김성준,전병을 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11
수직 발사관을 이용하여 사출되는 유도탄의 경우 급격한 초기 회전이 수행되어야 하는 교전 기하가 발생한다. 이를 해결하기 위해 본 논문에서는 유도탄 자세제어 기법에 대한 연구를 수행하였다. 추진제 연소에 따른 제트베인의 비 정형적 삭마에 대응하기 위해, 빠른 응답속도를 갖는 자세 제어 기법이 요구된다. 시스템 모델링에 대해 소개하고, 안정적인 피치, 요 방향 제어를 위해 설계한 기본 제어기 구조에 대한 설계 기법을 정리하였다. 이후 급속 롤 자세제어를 위해 성능지수를 제어 종료 시간으로 하는 뱅뱅(Bang-Bang) 최적해를 유도하였으며, 이의 적용기법에 대해 고찰하였다. 설계된 자세제어기를 비선형 시뮬레이션에 적용하여 설계된 제어기의 타당성을 검증하였다. To perform abrupt attitude control for initial phase of flight, attitude control scheme is studied. Firstly, the pitch and yaw dynamics is introduced for composing the attitude controller. The classical 3 loop attitude structure is adopted for the basic pitch and yaw control. During the intial maneuver, the vane erosion problem arises. To cope with this phenomenon, fast maneuver for the roll is required for the attitude control system; Time optimal solution, bang-bang control is applied to the roll attitude loop. Based on the phase diagram between roll and roll rate, the roll fin is switched to achieve the control goal. Numerical simulation is performed to check the validity for the proposed algorithm.
탐색기의 시야각 제한을 고려한 DACS형 듀얼 유도탄의 유도조종 설계
이재호,이석원,안성준,김유단,엄태윤 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11
본 논문에서는 시야각 제한을 가지는 스트랩다운 탐색기를 장착한 DACS(Divert and Attitude Control System) 형 듀얼 유도탄의 유도조종 설계에 대하여 다룬다. 유도루프에서는 호밍 유도를 위해 비례항법유도기법을 이용하여 유도명령을 생성하였다. 조종루프에서는 유도탄의 꼬리날개를 통한 공력제어를 사용하며, 유도탄 관측각이 탐색기의 시야각 범위를 벗어나 Lock-on 상태가 해제될 경우 관측각을 감소시키는 방향으로 DACS 형 추력기를 사용하여 탐색기의 Lock-on 상태를 유지하도록 하였다. 꼬리날개의 제어입력은 유도 종말단계의 상태에 대해 선형화한 시스템에 대한 3-루프 제어기를 이용하였으며, LQR(Linear Quadratic Regulator) 기법을 이용하여 제어이득을 계산하였다. 설계한 유도조종 루프의 성능을 검증하기 위해 수치 시뮬레이션을 수행하였다. In this study, guidance and controller for DACS (Divert and Attitude Control System) type dual missile with strapdown seeker is designed. For a guidance loop, the guidance command is generated by PNG (Proportional Navigation Guidance). In the control loop, the aerodynamic control with tail fin is mainly used throughout the entire period, and the DACS thruster is shortly used for decreasing the look angle to maintain the lock-on condition of the seeker when the seeker cannot maintain the target lock-on against the large look angle. The input of the tail fin is generated by using 3- loop controller for the linearized system, and LQR (Linear Quadratic Regulator) method is applied to obtain the control gains. The numerical simulation is carried out to demonstrate the performance of the designed guidance and controller.
이창훈,김태훈,전병을 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11
본 논문에서는 3-루프 및 궤환선형화 기반 비선형 유도탄 조종루프의 응답특성 분석에 대해 다룬다. 선형제어와 이득계획법을 활용한 기존의 조종루프의 경우 운용 받음각에 따라 응답특성이 달라지는 문제점이 있다. 이를 해결하기 위해 비선형 제어를 이용한 유도탄 조종루프 설계기법이 연구되고 있으며, 일반적으로 이러한 설계개념에서는 시간분리 가정과 궤환선형화 기법이 적용된다. 본 연구에서는 운용 받음각 변화에 따른 비선형 조종루프의 응답특성을 분석하여 비선형 조종루프가 비행상태 변화에 대해서도 균일한 응답특성을 제공해 줄 수 있는지 고찰해 보고자 한다. 또한, 본 연구에서는 해석결과를 수치시뮬레이션을 통해 검증한다. In this paper, the response characteristics of nonlinear missile autopilot based on three-loop topology and feedback linearization is analyzed. In the previous approach for missile autopilot design, a set of local linear controllers in conjunction with gain-scheduling method is widely used. However, in this approach, there exist some problem; time responses are varied according to variation of operating angle-of-attack. As a remedy, nonlinear missile autopilots based on time-scale separation and feedback linearization methodology have been extensively studied from many researchers. In this paper, we reveal that the nonlinear controllers can provide even time responses according to variations of operating angle-of-attack. In this paper, nonlinear simulations are performed to show the validity of analysis result.
문관영,전병을,김성준 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.4
스텔스 성능을 극대화하기 위해 최근 함정에 탑재되는 유도탄은 수직 발사관을 이용하는 경우가 많다. 아함에 접근하는 적 유도탄으로부터 아함을 방어하기 위해서는 이륙 직후 급속한 자세 변화가 요구되지만, 유도탄의 속도가 충분히 증가되지 않은 경우 공력 제어만을 통해 이러한 요구조건을 달성하기 어렵다. 본 연구에서는 이를 극복하기 위한 제트베인(Jet vane)을 이용한 자세제어기에 대해 고찰한다. 공력과 추력에 의한 시스템 특성을 살펴보고, 각각의 모델링을 통해 제트베인 시스템을 인식하고 3-Loop 알고리듬을 이용하여 제어기를 구성하였다. 구성된 자세제어시스템의 타당성을 검증하기 위해 수치 시뮬레이션을 수행하였다. To increase the stealth capability, currently developed missile carried by ship uses the vertical launcher. Therefore, the rapid attitude control scheme is required to cope with the threat to the friendly ship. However in the initial phase of missile, the velocity is not fully build up, so the aerodynamic force is not enough to achieve the goal. In this study, the attitude control loop using the jet-vane is considered. The system modeling includes the jet-vane system as well as the aerodynamic force. The Classical 3-loop algorithm is adopted to design the attitude loop. Numerical simulation is performed to check the validity of proposed algorithm.