본 논문에서는 무인헬기에 적합한 새로운 형태의 점항법 유도법칙을 소개한다. 본 점항법 유도법칙은 미래의 예측 위치에 기반하여 자동제어부에서 사용할 속도와 방위각 명령을 생성해낸다. 무인기의 뱅크각을 통해 간접적으로 비행방향을 변경하는 기존의 점항법 유도법칙과 달리 본 유도법칙은 무인헬기의 속도벡터를 직접 변경하도록 속도 명령을 생성해낸다. 제안된 유도법칙의 검증을 위해 소형 무인헬기용 비행제어시스템을 개발해 비행 시험을 수행하였으며, 개발된 비행제어시스템은 비행제어 컴퓨터와 항법센서, 그리고 지상관제국으로 구성되어 있다. 비행시험을 통해 제안된 유도법칙이 성공적으로 작동함을 확인하였으며, 향후 경로추종 비행에 확장.적용할 계획이다.

본보고서는 스마트무인기의 후방동체 구조물에 대하여 구조 해석한 결과를 기술하였다. 후방 동체는 수직 및 수평미익의 하중을 전달하여야 하므로 충분한 강도와 강성을 가질 것이 요구되며 엔진배기구가 지나가므로 동체에 큰 구멍이 생기게 된다. 또한 고온 부분에 노출되는 부분이 있으므로 이로 인한 추가 강도 저하에 대비하는 것이 필요하다.

위성항법시스템(GNSS)을 민간항공 분야에 활용하기 위해서는 국제민간항공기구가 정한 비행단계별 정확성(Accuracy), 무결성(integrity), 연속성(continuity), 가용성(availability) 요 구조건을 만족시켜야 한다. 본 논문에서는 GBAS, GRAS 등 지상기반 위성항법보강시스템 개발에 활용될 수 있는 CNSS 원격 무결성 감시시스템을 제안하고 개발결과에 대해 기술한다. GPS 수신기와 안테나로 구성된 위성신호 수신장치는 RS-232 to TC/IP 프로토콜 변환장치를 통해 데이터 처리 및 분석을 수행하는 신호처리장치의 Host PC에 연결되도록 설계되었다. 이는 GPS 수신기의 설치 위치 제한을 극복하고 수신기와 안테나 간의 물리적 거리를 줄일 수 있어 GPS 수신 신호의 열화를 방지할 수 있는 방법이다. GPS 데이터를 수신하여 처리하는 신호처리장치는 실시간 운용 및 후처리 운용이 가능하며 GBAS CAT-I급의 무결성 알고리즘과 차분보정 정보 생성을 지원하는 개발 환경을 제공한다.

본 논문에서는 차세대 블레이드인 NRSB-lM과 NRSB-2M의 성능시험 절차 및 결과에 대해 기술하였다. 축소 블레이드 성능시험으로 공력 성능 시험과 소음 시험을 수행하였다. 공력 성능시험은 회전발란스를 이용하여 로터 추력 및 토오크를 측정하였고, 소음 측정시험은 마이크로폰을 이용하여 1.64D 위치에서 소음을 측정하였다. 측정된 성능 데이터는 무차원화하여 분석하였고, 두 블레이드 결과를 서로 비교하여 NRSB-2 블레이드가 더 좋은 블레이드 임을 확인하였다.

항공기 운항 시 나타날 수 있는 외부환경 조건은 상당히 가혹하다. 특히 차가운 대기조 건에서 항공기 운항 시에는 미세한 얼음 알갱이들에 의해 항공기의 성능에 큰 영향을 줄 수 있다. 기체의 날개 앞전에 얼음이 부착되면 날개의 형상을 변화시켜 비행특성을 저하시 키며, 엔진의 흡입구 앞전에 부착하게 되면 압축기 블레이드의 손상뿐 아니라 성능 및 항 공기의 안전에도 영향을 미치게 된다. 얼음 알갱이들로 인한 여러 가지 상황 중 엔진 입구 로 유입되거나 엔진 압축기 블레이드에 생성되는 얼음 알갱이들로 인한 엔진 성능 변화 추이를 분석하기 위하여 결빙모사장치의 제작을 수행하였다. 결빙모사장치는 FAA에서 정 의한 결빙조건을 만족할 수 있도록 제작하였으며, 결빙모사장치와 기존 액체공기시스템을 이용하여 결빙이 생성됨을 시험을 통하여 확인하였다.

항공우주연구원 중형아음속풍동에서 사용 중인 외장형 풍동저울은 영국 Aerotech에서 제작한 제품으로, 1998년 설치되어 2004년까지 70여개의 시험에 활용되어 왔다. 7년여 동안 풍동저울을 운영하면서 발생된 문제점 해결과 정밀도 향상을 위해 2004년-2005년 외장형 풍동저울 개선 및 재보정을 수행하였다. 본 논문에는 1998년 Aerotech이 수행한 보정 결과, 2004년 간이보정장치를 사용하여 수행한 결과, 그리고 2005년 재교정 결과가 수록되어 있다.

시스템 엔지니어링은 하나의 학문분야로 인지되어온 이래, 프로젝트의 성공적인 완료를위한 기술적인 선도학문으로서 그 역할을 수행하여 왔다. 또한, 오늘날 치열한 경쟁시장 속에서 프로젝트를 수행하는 많은 조직들은 다양한 프로젝트 이해 당사자의 요구와 기대를 충족시키기 위해 시스템 엔지니어링을 적용해오고 있다. 본 논문은 시스템 엔지니어링 표준의 기본적인 내용과 발전추세 등을 기반으로 항공기 개발 프로젝트에 조정하여 적용한 시스템 엔지니어링 프로세스를 기술하고자 한다.

본 논문은 MSC/Nastran superelement를 이용한 연성하중해석에 대한 연구이다. 위성개발시 발사체가 선정되면, 발사체와 위성체간의 연성하중해석이 실시된다. 연성하중해석 결과로부터 위성구조체의 주요 부위에서의 하중과 변위를 도출하고, 이로부터 현 설계의 안정성을 판단하게 된다. 지금까지의 연성하중해석은 MSC/Nastran의 DMAP 코드를 이용하여 수행이 되었다. DMAP 코드의 경우 코드가 매우 복잡하고, 길기 때문에 코드 분석 및 수정에 어려움이 많았다. 이를 해결하기 위해서 MSC/Nastran 2005의 superelement를 이용하여 연성하중해석을 수행하였다. 던저 위성체 유한요소모델을 MSC/Nastran 2005 superelement를 이용하여 Craig-Bampton 모델로 변환하고 이를 정확성을 검증하었다. Craig-Bampton 모델로 변환된 위성체 모델을 발사체 모델과 접속하여 연성하중해석을 수행하였고, 이의 정확성을 검증하였다.

본 논문에서는 위성 시스템 개발을 위하여 요구되고 있는 전도성 전자파 환경에 대한 규격을 정의하기 위한 전도성 노이즈 해석방법과 전도성 감응특성을 검증하기 위한 시험 평가 방법에 대해서 나타냈다. 전도성 전자파환경을 정의하는데 주된 요소는 전력변환 회 로의 스위칭 노이즈와 공통 임피던스의 결합특성을 생각할 수 있다. 이러한 전도성 환경에 대한 규격의 정의 및 이를 통제하기 위해서는 시스템 및 유닛 설계단계에서 EMC 해석을 통하여 시스템 또는 유닛레벨에 대한 노이즈 특성을 예측하고, 제작단계에서 이에 따른 EMC 대책을 적용하게 된다. 시스템 전자파환경은 신중하게 통제하고 EMC 안정성 마진을 충분히 고려하여 설계되어야 하며, EMI 특성은 전체 개발과정을 통하여 충분히 검증되어 야 한다.

저궤도 위성의 시스템 시험에서는 위성의 5 대역 Receiver의 적정 수신 RF 전력 영역을 확인하기 위하여 저궤도 위성의 Receiver Tracking Threshold와 Command Threshold를 측정한다. 본 논문에서는 두 Threshold 측정의 알고리듬을 살펴보고 통합 시스템 시험 (Integrated System Test)에서 수행하였던 결과를 보여준다. 그 후에 Receiver의 성능 이외 에 Threshold 측정결과에 영향을 미칠 수 있는 요소를 알아보고 그에 따른 왜곡된 값을 분석하여 보정을 수행하였다.

우주비행체의 추진시스템은 주차 궤도에서 임무 궤도도의 진입을 위해 필요한 임펄스 및 궤도에서의 3축 자세제어에 요구되는 적절한 임펄스를 제공하는 역할을 수행한다. 새로운 저궤도위성 추진시스템은 용접으로 조립된 단일추진제 하이드라진 시스템으로 추력기, 추진제 템크, 압력변환기, 추진제 필터, 격리밸브 및 충전/배출 벨브 등의 주요부품들로 구성되며, 그외 각 부품들을 연결해주는 추진제 배관과 열제어 부품들이 추가된다. 이 논문에서는 저궤도위성 추진시스템의 예비 설계과정이 서술되었다.

자세제어계 센서 보정알고리즘을 이용하여 자이로와 별 추적기의 보정 파라미터를 추정하였다. 보정알고리즘은 칼만필터로 구현하였다. 자이로의 파라미터를 추정하기 위해서는 보정기동이 필요하며, 별 추적기의 요구조건 내에서 보정기동을 수행하였다. 보정기동 동안에 별 추적기가 태양, 지구, 달에 대해서 영향을 받는지를 분석을 하였다. 또한 별 추적기를 보정하기 위해서는 카메라 영상 정보를 이용하였다. 이러한 카메라 영상 정보는 지상 제어점과 인공위성의 궤도 정보를 이용하여 모사하였으며, 별 추적기 보정 파라미터 추정의 정밀도는 카메라 영상 정보의 정밀도에 따라 다르다.

본 논문은 위성체 동적 환경의 발사체 구조에 의해 전달된 저 주파수의 과도 진동과 불 규칙적인 가속력으로 구성되어 있다. 저 주파수에서의 과도 진동은 보통 진동수 100 ~ 200Hz에 이르는 정현파로 근사되며 주로 예비설계에 사용된다. 그리고, 랜덤 환경은 발사체의 연소와 분리 단계, 외부 공력소 음에 의한 구조적 진동에 의해 발생한다. 이는 발사체 구조물을 통하여 위성체와 발사체의 어댑터 구조로 전달된다. 이러한 동적환경 중에서 랜덤 진동 해석은 위성체에 수행되는데, 특히, 위성체 내의 전자 박스(장비) 는 실제 상황에 가깝게 하여 검증하기 위해 랜덤 진동 실험을 통해 설계 되야 한다.

본 논문은 아리랑위성 2호 탑재체의 지상하향링크 시스템 성능을 측정한 과정과 결과를 수록하였다. 우선 안테나 접속 상태와 안테나의 성능을 판단할 수 있는 복사패턴과 VSWR 을 측정하였으며, 송신기의 상태 및 RF 스펙트럼의 분포를 확인하여 스펙트럼 상에 원치 않는 출력이 없음을 검증하였다. 마지막으로 안테나 햇과 실제 안테나를 이용하여 수신 시 스템과의 호환성 시험을 수행하였는데, 비트오류 확률 등이 측정되었다. RF 시스템에 대한 이러한 검증 시험은 위성의 이동, 조립 및 환경시험 후에 반드시 수행되어서 시스템 상의 성능 저하 유무를 확인할 수 있어야 한다.

본 논문에서는 통신해양기상위성(COMS)을 위해 예비성능이 최적화된 추력기 형상을 기술한다. EUROSTAR 3000 플랫폼을 기초로 COMS 플랫폼 제작을 위해 정확한 추력기 조정각이 결정되어야 한다. 이 조정각들은 COMS의 위성 무게중심과 추력기 위치에 따라 구체적으로 결정되어야 한다. 추력기 A/B의 중간지점과 MOL 기준으로 피치 추력기(6, 7), 남쪽 추력기(1, 2, 3)와 동서 추력기(4, 5)의 최적 위치와 추력벡터를 얻었다. 추력기에 의한 토크 즉 플룸토크와 기하학적 토크는 추력기에 의한 예비성능을 향상하기 위해 최소화되었다.

국내 기술진이 참여하는 첫 정지궤도 위성인 통신해양기상위성은 통신 탑재체와 관측 탑재체를 동시에 장착하는 복합위성이다. 각 합재체 장착을 위한 고유한 특성 때문에 장비 및 센서들과 이들의 운용을 위한 전자박스들의 배치는 성공적인 임무 수행을 위해 필수적 이다. 본 논문에서는 기본설계 단계에서 수행된 기계 시스템 설계의 전반에 관한 내용을 기술하고, 최적화된 성과를 얻기 위해 고려된 설계 요건들에 대해 설명한다.

본 논문에서는 제어밸브에 대한 유공압적, 기계적, 전기적 부분에 대하여 전반적인 기술적인 사항 및 설계 기술들을 다루었다. 특히 제어밸브를 이용한 시험으로부터 도출하기 어려운 많은 요소의 동특성을 시스템 모사코드인 AMESim을 이용하여 예측해보았고, 일반적인 물리적 동특성도 또한 실제 시험결과와 비교 검토하였다. 또한 제어밸브의 단품 상태에서의 동특성 외에 시스템 연계 상황에서의 특성도 예측하고자 하였고, 이를 근간으로 하여 발사체 엔진 추진제공급시스템의 제어 관련 분야에 응용하였다.

헬륨분사를 통한 극저온 추진제의 과냉각 방식은 발사체의 이륙 전에 액체산소의 bulk boiling을 억제하고 과냉각 상태를 유지하기 위한 효과적인 방법들 중의 하나이다. 본 자료에서는 이러한 헬륨 분사 냉각 시스템에 대한 이론적 고찰을 통해 열전달과 질량전달 조건을 이해하고, 해석 모델을 제시하였다. 해석 모델의 주요 특징은 유한 열전달과 무한질량전달 개념을 이용하여 분사 시스템을 표현한 것이다. 또한, 실험과 해석결과의 비교를 통하여 해석 모델을 검증하였으며, 헬륨 분사량의 변화, 탱크 압력의 변화 등 조건 변화에 따른 결과를 살펴보았다.

본 문서는 KSLV-I의 해상운송과정에서 겪게 될 진동하중조건의 기초자료 획득을 위해 수행된 해상운송 측정결과를 요약정리 한다. KSLV-I은 부산에서 전남 고흥 외나로도의 우주센터로 해상을 통해 운송될 예정이다. 해상운송시의 진동하중은 발사체나 이송치구를 설계할때 반드시 고려되어야 하는 설계인자 중 하나로서, 실제 해상운송시의 하중을 측정하여 그 크기를 확인해야 할 필요가 있다. 본 문서에서는 KSLV-I을 수송할 선박과 동일한 규모인 바지선(예인선으로 견인)을 대상으로 운항중에 3축가속도와 3축각속도 신호를 측정하여 해상운송하중을 획득한 결과를 보여준다. 그 결과 기존의 미군사규격이나 Zenit-3SL(Sea Launch)의 하중조건보다 양호함을 확인할 수 있었다.

분리된 페어링의 동안정 미계수 예측을 위해 기술 및 비용적 측면을 고려하여 어떤 방 법이 가장 적합할지에 대한 검토가 수행되었으며, 탑재물 페어링의 형상적 특성, 계산 조 건, 그리고 요구되는 정확도 등을 고려한 최적의 예측 방법을 선정하였다. 관성 좌표계에 대해 기술된 Euler 방정식을 해석하여 강제조화운동이 가해진 분리 PLF의 비정상 공력계수를 구하였으며, 이를 한 주기 동안 적분하여 동안정 미계수를 산출하였다. 이와 같은 기 법을 적용함으로써 분리된 3차원 PLF 형상에 대해 마하수 0.60~2.00, 받음각 $-180^{\circ}$~$180^{\circ}$ 및 옆미끄럼각 $-90^{\circ}$~$90^{\circ}$에 대하여 동안정 미계수를 얻을 수 있었다.

본 연구에서는 KSLV-1 2단 킥모터를 지지하는 구조물인 킥모터지지부의 콘 구조물에 대한 구조 해석을 수행하였다. 킥모터지지부는 큰 구조물외에 트러스 구조물로 구성되어있으며, 킥모터로부터 발생하는 하중은 콘 구조물이 지지하게 된다. 킥모터로부터 발생하는 하중은 1단 추력 시 관성으로 인해 발생하는 인장 하중과 2단 킥모터 추력 시 발생하는 압축 하중이며 비행 자세에 따른 전단 하중과 굽힘 하중이 있다. 본 연구에서는 콘구조물에 부가될 수 있는 여러 가지 하중 조건에 대하여 해석을 수행하였으며, 압력 배출에 유무에 따른 구조 해석도 수행하였다. 등가 하중 기준으로 킥모터 추력으로 발생되는 등가 압축 하중보다 관성으로 인해 발생하는 등가 인장 하중이 더욱 크고 구조 해석 결과 역시 안전 여유 계수가 작게 나왔다.

현대의 전자 장치는 안정적인 전력 공급을 위해 DC-DC Converter 등의 스위칭 전원을 사용하고 있다. 직류전원을 필요로 하는 통신장치는 안정적 동작과 높은 효율을 유지하기 위해 DC-DC Converter 등의 스위칭 전원의 사용이 불가피하며, 이는 에너지 절약이라는 시대적 요구에 부응하여 급속히 그 응용이 확산되고 있다. 이와같은 DC-DC Converter를 설계할 때는 각각의 동작 특징을 정확히 검토할 필요가 있다. 이를 위해 DC-DC Converter의 종류별 특성과 적용 분야 및 용도 분석을 통해 활용 분야를 파악하고, DC-DC Converter의 기본적 형태인 Buck type Converter를 선정하여 회로 설계 및 시뮬 레이션을 통해 이론적인 해석치과 설계치를 비교하였다.

액체로켓엔진에서 연료와 산화제를 가압하는 역할을 하는 핵심부품인 터보펌프는 극저온 산화제와 구동 터빈의 고온 환경이 동일 축에 분포하고 있으며 내부 회전부 간극이 매우 작고 회전속도가 높아 기계적으로 대단히 열악한 환경에서 동작한다. 따라서 사고 위험도를 낮추기 위한 구조 해석 및 시험이 필수적인데, 본 연구에서는 특히 터보펌프 케이징의 구조해석 및 응력 측정이 이루어졌다. 기존의 단품 레벨에서의 해석에서 벗어나 연료펌프와 산화제펌프의 케이징 조립체 레벨에서 내압기밀시험 조건에 대한 구조해석이 이루어졌으며 이를 통하여 케이징 간 체결효과 및 실 부분의 접촉 압력을 성공적으로 고려할 수 있었다. 또한, 연료펌프 케이징에 나타나는 높은 수준의 응력 집중 현상을 해석과 측정을 병행함으로써 성공적으로 예측하였다.

본 연구에서는 PSD (POGO 억제장치) 성능 시험을 위해 구축한 시험설비에 대한 내용을 다룬다. PSD 성능 시험 장치는 공급관 전체 가진 방식과 작동 유체 가진 방식으로 구분할 수 있으며, 작동유체 가진 방식은 다시 피스톤 방식과 면적제한 방식으로 분류할 수 있다. 면적 제한 방식 가진기가 기초 연구에 적합하며, 이를 채택한 PSD 성능시험장치를 제시하였다. 가진기로는 삼각함수 형태의 섭동을 줄 수 있는 판형 가진기와 볼 밸브형 가진기가 고려되었으며, 누수 문제를 고려하여 볼 밸브형 가진기가 채택되었다.

본 논문은 냉가스 추력기 시스템의 제어기로 사용되는 EM용 TCU(Thruster Control Unit)와 점검 시스템 개발에 관한 것이다. TCU는 추력기 시스템의 압력 및 온도를 모니터링하여 통신을 통해 이를 TLM(Telemet) 및 지상 제어 콘솔에 전달하는 역할을 수행한다. 이를 위해 CPU/통신보드는 MIL-STD-1553B 통신, RS422 통신, Data 입출력 및 처리 그리고 EEPROM 프로그램 로딩 기능을 수행한다. Intel 80386DX Microprocessor를 기반으로 설계하였으며 프로그램 저장 및 실행을 위해 256kbytes의 EEPROM과 256kbytes의 SRAM을 적용하였다. 또한 EEPROM 프로그램 로딩을 위해 인터페이스 회로 및 냉가스 추력기 시스템을 모사할 수 있는 점검 시스템을 개발하였다.

로켓엔진에서의 고주파 연소불안정을 제어하기 위하여 널리 사용되는 음향공에 대하여, 3차원 선형 음향해석을 수행하여 음향공의 감쇠 능력을 정량화하고자 하였다. 선형음향해석에 의한 공진주파수는 상온에서 고전적 이론에 의한 공진주파수와 약 6% 압력 비에 의한 결과와는 약 10%의 차이를 보임을 확인하였다. 음향공의 개수에 따른 acoustic impedance 특성을 살펴보았고, 본 연구의 결과가 기존의 결과와 정량적으로 유사함을 확인하였다. 기하학적으로 동일한 음향공이 여러 개 설치된 연소실에서는 음향장의 특성과는 상관없이 각각의 음향공이 동일한 acoustic impedance 특성을 보임을 확인하였다. 이로써 acoustic impedance를 도입하여 음향공의 최적 동조를 위한 설계 절차를 확립하였다.

고도 800km 이내의 저궤도 위성에 가장 큰 영향을 주는 요소는 지구 대기 항력이다. 지구 저궤도의 대기 밀도는 해수면의 대기 밀도에 비하여 매우 낮지만 항력에 의한 영향이 매 주기 마다 누적되면서 근지점에서 속도가 점진적으로 줄어든다. 근지점에서의 속도 감소는 곧바로 원지점의 고도 감소를 가져오게 되고 이심률이 작아지면서 최종적으로 원궤도로 바뀌게 된다. 본 논문에서는 이러한 대기 항력 및 수명 계산 방법에 대하여 기술하였다. 또한 항력의 크기를 결정하는 대기 밀도에 관해서 알아보고 KSLV-I에 사용될 킥모터와 위성의 수명을 Satellite Tool Kit 프로그램으로 계산하였다.

한국항공우주연구원에서는 2006년 발사될 다목적실용위성 2호의 절대복사보정(absolute radiometric calibration)을 위한 준비로, Orbview-3 위성의 통과시간에 맞추어 2004년 11월 4일 과 2005년 3월 7일에 고흥과 대전에서 Field campaign을 수행하였다. 절대복사보정은 vicarious calibration 방법 중 targets의 반사 특성을 이용하는 방법으로, Field campaign을통해 수집된 지표자료와 대기자료들을 이용하여 top-of-radiance(TOA)를 추출하였다 대기 복사모델로는 MODTRAN 4.0이 사용되었으며, 추출된 TOA radiance와 Orbview-3 Panchromatic DN과 비교를 하여 절대복사보정을 위한 offset과 gain계수를 계산하였다. 또한 본 연구에서는 Field Campaign으로부터 축적된 경험을 이용하여 다목적실용위성 2호의 절대복사보정에 적용할 방법을 제안하였다.

현재 아리랑위성 1호는 임무목표 기간인 3년을 초과하여 7년째 정상적으로 운영되고 있는데, 양호한 위성체의 상태를 고려할 때 앞으로도 수년간의 정상적인 운영이 예상되어진다. 하지만, 촬영 계획된 지점과 영상의 중심이 일치하는가에 대한 의문은 꾸준하게 제기되어 왔으며, 최근 에베레스트산에 대한 스테레오 촬영임무를 수행하는 과정에서 원하는 지역이 중심을 빗겨 촬영되는 현상을 보이기도 했다. 본문에서는 2000년부터 2005년 현재까지 아리랑위성 1호 EOC 센서로 촬영 목표한 지점과 획득된 영상의 중심점간의 거리(error distance)를 시기별/자세별로 살펴보아 그 정도를 계량화하여 효과적인 영상자료수집 방안을 모색하고자 한다.

신뢰성 예측은 설계안 중 하나를 선택하거나, 적용되는 부품의 품질 수준, 부하경감(derating) 정도, 기존의 입증기술 또는 최신기술의 채택여부 등과 같은 사항을 설계시 결정하는 데에 합리적인 근거를 제공할 수 있으므로, 우주 시스템의 개발과정에 있어서 필수적인 사항으로 인식되고 있다. 신뢰성의 정량적인 표현을 위해서는 수치적인 정보와 그 정보를 생성하기 위한 기법의 정확성이 확보되어야 하며, 설계에 대한 평가를 돕고, 신뢰성 요구조건 할당, 시정조치 우선순위 결정 등의 기초자료로 적용하기 위하여 개념설계 초기 단계에서부터 수행되어야 한다. 대상품의 설계, 환경 요구조건, 운용환경 데이터, 고장률 데이터 또는 운용 프로파일의 변경이 발생할 때마다 업데이트되어야 한다. 본 논문에서는 우주시스템 개발과정에서 수행되는 신뢰성 예측을 위한 세부절차, 정량적 데이터의 도출 및 적용기법 등에 대하여 검토하였다.

틸트로터 항공기는 회전익모드, 천이모드, 고정익모드를 동시에 갖는 복합 형상 항공기 이다. 각 비행모드에서 최적의 상태로 비행하기위해서는 조종면 변위를 적절히 분배하고 조합하는 조종면의 혼합기설계가 요구된다. 회전익과 고정익을 전환할 수 있도록 설계돤 천이모드는 나셀각의 변경에 따른 추력선이 변경되고 이로 인해 천이모드에서 피치, 롤, 요축에 대해 불필요한 힘과 모멘트를 발생시킨다. 본 논문에서는 나셀의 틸팅각 변화에 따라 발생하는 힘과 모멘트를 다른 조종면을 통해 적절히 조절하여 일관된 항공기의 운동이 발생하도록 하는 스마트무인기 40% 축소모델에 대한 조종면 혼합기설계에 대해 서술하였다.

무인기의 수요가 많아지고 기술이 발달되면서 가까운 장래에 무인기가 유인기 공역에 진입할 날도 머지않았다. 무인기는 조종사 없이 비행이 이루어지므로 사전에 장애물을 탐지하여 자동회피하는 장치가 반드시 필요하다. 이에 따라 유인기가 사용하는 충돌회피장치인 TCAS II의 동작원리와 인터페이스틀 분석하여 무인기에 사용여부를 확인하고 문제점을 판단한다. 결론적으로 TCAS II의 탑재 방향성 안테나는 정밀하지 못하여 표적의 정확한 방위각을 FCC에 제공하지 못하므로 단독으로 사용할 수는 없고 표적의 정확한 방위각을 제공하는 타 장비와 함께 활용되어야 한다.