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公开(公告)号：KR100763973B1
公开(公告)日：2007-10-05
申请号：KR1020060028891
申请日：2006-03-30
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: A method for estimating a relative distance of an unmanned aircraft in real time is provided to secure rapid and stable convergence when estimating the relative distance between the unmanned aircraft with a driven sensor and a target. A method for estimating a relative distance of an unmanned aircraft in rear time includes a step of calculating a minimum weighted square relative distance estimation value from a vertical relative distance component, a gaze changing rate measuring value, an approaching speed, and a weighted value(1); a step of computing a reduced coefficient error and a deflection error, which are included in the minimum weighted square relative distance estimation value(2); a step of computing a deflection error estimation value and a reduced coefficient error estimation value by using statistic characteristics of the gaze changing rate measuring value(3); and a step of obtaining a final relative distance estimating value by compensating the reduced coefficient error estimation value and the deflection error estimation value to the minimum weighted square relative distance estimation value(4).
Abstract translation: 提供一种用于估计实时无人驾驶飞机的相对距离的方法，用于在估计无人飞行器与驱动传感器和目标之间的相对距离时确保快速稳定的收敛。 用于估计后续时间内的无人飞行器的相对距离的方法包括从垂直相对距离分量，目视变化率测量值，接近速度和加权值计算最小加权平方相对距离估计值的步骤（ 1）; 计算最小加权平方相对距离估计值（2）中包括的减小的系数误差和偏转误差的步骤; 通过使用注视变化率测量值（3）的统计特性来计算偏转误差估计值和减小的系数误差估计值的步骤; 以及通过将所述减小系数误差估计值和所述偏转误差估计值补偿到所述最小加权平方相对距离估计值（4）来获得最终相对距离估计值的步骤。
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公开(公告)号：KR101602311B1
公开(公告)日：2016-03-10
申请号：KR1020140126993
申请日：2014-09-23
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본발명은유도탄과같은비행체가표적에임박한경우우수한종말유도조종성능을얻기위한비행체의유도조종방법및 그장치에관한것으로서, 본발명의실시예에따른비행체의유도조종방법은, 비행체의종말유도구간에서상기비행체를표적까지유도하는방법에있어서, 상기비행체가상기종말유도구간에서최소받음각으로상기표적에도달되도록최적유도조종게인을미리설정하는단계와; 상기비행체의현재위치를근거로상기비행체가상기종말유도구간을비행하는지를결정하는단계와; 상기비행체가상기종말구간을비행하면상기비행체의현재위치로부터상기표적까지의잔여비행시간을추정하는단계와; 상기추정된잔여비행시간에대응하는상기미리설정된유도조종게인을독출하는단계와; 상기미리설정된유도조종게인을근거로상기비행체의날개구동명령을산출하는단계와; 상기비행체가상기종말유도구간에서상기최소받음각으로상기표적까지도달되도록상기날개구동명령을근거로상기비행체의날개를구동하는단계를포함할수 있다.
Abstract translation: 本发明涉及一种用于飞行器车辆的终端归位方法及其装置，在诸如导弹关闭的飞行器关闭目标的情况下获得优异的终端归位性能。 根据本发明的实施例，作为将飞行时间表归位到终端归位部中的目标的飞行器的终端归位方法，包括以下步骤：预先设定最佳引导操作增益以允许 飞行器在终端归位区以最小接收角到达目标; 基于飞行器的当前位置来确定飞行器是否飞行在终端归位部分中的步骤; 当飞行器在终端归位部分飞行时，估计从飞行器的当前位置飞行到飞行目标的剩余飞行时间的步骤; 读取与所估计的剩余飞行时间相对应的预设引导操作增益的步骤; 基于预设的引导操作增益计算飞行器的机翼驱动指令的步骤; 以及基于所述机翼驱动指令来驱动所述飞行器的机翼的步骤，以允许所述飞行器在所述终端归位部中以最小接收角到达所述目标。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR100722832B1
公开(公告)日：2007-05-30
申请号：KR1020060046071
申请日：2006-05-23
Applicant: 국방과학연구소
IPC: H03H21/00
Abstract: 본 발명은 강인 진동 주파수 추정기법을 이용한 적응 노치필터링 방법에 관한 것으로, 대역통과필터에 의해 입력신호로부터 특정 대역폭 내에 존재하는 진동신호만을 추출하는 단계, 진동신호 모델 파라미터 계산부에 의해 상기 대역통과필터로부터 출력된 신호에 근거하여, 선형 진동신호 모델을 구성하기 위한 파라미터를 산출하는 단계, 강인 주파수 추정기에 의해 상기 진동신호 모델 파라미터 계산부에서 계산된 파라미터를 이용하여 진동신호 모델을 구성하고, 이 모델에 강인 필터 이론을 적용하여 진동 주파수 추정치를 획득하는 단계, 디지털 노치필터에 의해 상기 강인 주파수 추정기에서 추정된 진동 주파수 추정치를 이용하여 센서 측정치에서 진동신호를 제거하는 단계를 포함한다.
본 발명은 기존의 방법들과 달리 강인 상태추정 관점에서 진동 주파수 추정문제를 정의하고, 진동 주파수 추정기를 순환 필터 형태로 구현함으로써 적은 계산량으로도 안정적인 추정 성능을 제공할 수 있다는 장점을 가진다.
뿐만 아니라, 진동 주파수 추정기의 출력을 이용하여 노치필터를 구동하는 병렬 구조를 가지므로, 진동 주파수 추정기의 비정상 동작 상황을 사전에 감지하여 대처할 수 있다는 구조적 특징을 갖는다.
강인 진동 주파수 추정기, 적응 노치필터, 대역통과필터Abstract translation: 本发明涉及使用鲁棒振动频率估计方法的自适应陷波滤波方法，其包括通过带通滤波器仅从输入信号中提取存在于特定带宽内的振动信号， 基于从鲁棒频率估计器输出的信号计算用于构建线性振动信号模型的参数，并且使用由鲁棒频率估计器计算的参数构建振动信号模型， 通过向得到的振动频率的步骤估计鲁棒过滤器的理论，使用由所述频率估计鲁棒和除去来自传感器的读数的振动信号估计出的振荡频率的估计的数字陷波滤波器。
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公开(公告)号：KR101184625B1
公开(公告)日：2012-09-21
申请号：KR1020100034975
申请日：2010-04-15
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본 발명은 수직면 추종목표직선에 대한 비행체의 운동역학을 간단히 모델링하고 이 모델에 최적제어이론을 적용하여 비행제어 알고리듬을 설계하는 방법으로서, 본 발명에 따르면, 비행조건에 따라 이득 변화가 자동적으로 계산되며, 현재 비행조건에서 이득여유(gain margin) 무한대, 위상여유(phase margin) 60도 이상, 이득감소여유(gain reduction margin) 0.5이상을 확보할 수 있을 뿐 아니라, 비행체의 속도 및 가속도, 중력 등에 대하여 허용할 수 있는 강인성의 크기도 계산할 수 있다. 이 뿐 아니라 제안된 제어기로 구성되는 폐루프 시스템(closed loop system)의 응답특성을 간단한 선형 시스템으로 근사하여 예측할 수 있으며, 이렇게 예측된 성능을 바탕으로 하여 제어 시스템의 설계 파라메타를 조정할 수 있는 등의 장점이 있다.
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公开(公告)号：KR1020130084780A
公开(公告)日：2013-07-26
申请号：KR1020120005612
申请日：2012-01-18
Applicant: 국방과학연구소
IPC: G05D1/02
CPC classification number: G05D1/0202
Abstract: PURPOSE: A control method for following a vertical profile in a speed-height plane is provided to combine a reference trajectory with a motion equation describing vertical motions of an unnamed aerial vehicle (UAV) in a speed-height plane, thereby offering an optimal solution for following a reference profile. CONSTITUTION: A reference height-transition trajectory of an aerial vehicle is determined in a speed-height plane which is not a real flight space but convenient for expressing and considering performance of the aerial vehicle. A real height-transition flight is performed according to the determined reference height-transition trajectory. A time-variant system equation of motion for tracking the reference height-transition trajectory is the following equation (9): x=Ax+Bu. Herein, u is a control input value. [Reference numerals] (AA) Engine operation area; (BB) Reference trajectory
Abstract translation: 目的：提供一种用于跟踪高速平面中的垂直剖面的控制方法，以将参考轨迹与描述高速平面中未命名飞行器（UAV）的垂直运动的运动方程组合，从而提供最佳解 用于跟随参考资料。 构成：飞行器的参考高度 - 过渡轨迹在不是真实飞行空间的速度高度平面中确定，但方便表达和考虑飞行器的性能。 根据确定的参考高度 - 过渡轨迹执行真正的高度转换飞行。 用于跟踪参考高度 - 转变轨迹的时变系统运动方程如下式（9）：x = Ax + Bu。 这里，u是控制输入值。 （附图标记）（AA）发动机运转区域; （BB）参考轨迹
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公开(公告)号：KR1020110115466A
公开(公告)日：2011-10-21
申请号：KR1020100034975
申请日：2010-04-15
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본 발명은 수직면 추종목표직선에 대한 비행체의 운동역학을 간단히 모델링하고 이 모델에 최적제어이론을 적용하여 비행제어 알고리듬을 설계하는 방법으로서, 본 발명에 따르면, 비행조건에 따라 이득 변화가 자동적으로 계산되며, 현재 비행조건에서 이득여유(gain margin) 무한대, 위상여유(phase margin) 60도 이상, 이득감소여유(gain reduction margin) 0.5이상을 확보할 수 있을 뿐 아니라, 비행체의 속도 및 가속도, 중력 등에 대하여 허용할 수 있는 강인성의 크기도 계산할 수 있다. 이 뿐 아니라 제안된 제어기로 구성되는 폐루프 시스템(closed loop system)의 응답특성을 간단한 선형 시스템으로 근사하여 예측할 수 있으며, 이렇게 예측된 성능을 바탕으로 하여 제어 시스템의 설계 파라메타를 조정할 수 있는 등의 장점이 있다.
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