국토해양부 지원을 통해 수행되는 KA-32 훈련용 헬기시뮬레이터 개발 프로그램의 목적은, FAA AC 120-63의 레벨 C 요구규격을 충족하는 헬기 시뮬레이터를 개발하는 것이다. 한국항공우주연구원(KARI)은 개발 총괄 프로그램을 주관하고 있으며, 또한 비행 역학 모델을 개발하고 시뮬레이터 설계 데이터와 비행 시험 데이터에 기초를 충실도를 검증하는 업무를 담당하고 있다. 대상 헬기는 산림항공관리소에서 운용되고 있는 Kamov KA32T이다. 비행시험은 7월 30일에서 8월 31일까지 익산 산림항공관리소에서 수행되었다. 본 논문은 시뮬레이터 검증을 위한 비행시험데이터 획득에 필요한 장비장착 및 비행시험에 대한 내용을 기술하고 있다.

항공기 휠브레이크용 축압기에 대하여 기본적인 특성을 조사하였다. 휠브레이크용 축압기는 주기시 제동유압을 유지하고, 비상시 휠브레이크에 유압을 공급한다. 휠브레이크용 축압기의 설계요구조건을 분석하고, 이를 토대로 설계에 필요한 기본 치수를 결정하였으며, 실린더와 브레이크 컨트롤 모듈로 구성된 축압기의 상세 구성요소와 기본 형상을 제시하였다. 또한, 예비 설계를 위하여 정적구조해석을 NASTRAN/PATRAN으로 수행하였다.

본 논문은 항우연에서 운용 중에 있는 축소 로터 시험장치(General Small-scaled Rotor Test System, GSRTS)에 대한 구조 안전성 확보를 위한 구조해석 수행 결과를 제시하고 있다. 프루드(froude) 축소 및 마하(mach) 축소 시험을 수행하고, 관절형 및 무힌지 로터 등 다양한 로터 시스템 적용을 위해서는 시험장치의 안전성 확보와 운용상의 능력 범위를 확인하기 위해 로터 운용 조건에서 나오는 기준하중을 이용하여 구조 안전계수를 산출하였다. 특히, 구동계통(drive system)은 베어링 및 기어, 축 등으로 구성되어 있어 운용상의 안전성 확보가 우선적으로 요구되는 필수 항목이다. 구조해석은 구동계통의 기본 부품의 형상 및 재료 물성치를 이용하여 해석적 방법으로 구하였다. 본 로터 시험장치는 설계된 안전계수 안에서 운용을 해야 하며, 향후 KUH 축소 품동모델 시험을 적용할 때도 하중계산을 통해서 시험시 운용조건의 범위를 정해야한다.

최근의 유가인상과 관련하여 상업용 및 군용 항공기 운용시의 연료 효율을 높이고자 하는 노력이 가속화되고 있다. 관련 연구에 의하면 수송기와 비즈니스 젯 항공기에 있어서 윙렛은 공력/구조적 효율성을 향상시키고, 적은 중량 증가로 저속 수송기의 상승 성능을 향상시킨다고 보고된 바 있다. 윙렛은 일반적으로 날개 끝에 장착되는 작은 공력면이며, 날개에 수직에 가깝게 장착되어 날개 끝단 와류의 순환 유동장내에서 작용한다. 윙렛의 설계는 위치, 높이, 테이퍼비, 후퇴각, 익형, toe-out 및 켄트각 등 많은 요소를 고려해야 하는 매우 복잡한 과정이다. 최근에는 미국 보잉사의 B737-800과 B787 등의 최신 기종에서 Blended 윙렛을 성공적으로 적용하여 날개끝의 길이를 늘리는 것(Wing Tip Extension) 보다 적은 추가 중량으로 같은 순항 성능을 도출하는데 성공하였다. 윙렛의 점성저항으로 인하여 최소항력은 증가하지만 높은 양력계수에서는 유도항력의 감소로 전체 항력이 감소하게 됨을 알 수 있다. 따라서, 윙렛은 강한 날개끝 와류를 발생시키는 높은 양력계수에서 순항하는 항공기에 더욱 적합하다.

VDL 모드 2 시스템은 초단파대역 디지털 데이터링크 기술의 일종으로 ISO 개방형시스템 구조에 기반한 항공종합통신망의 공대지 서브네트워크 기술로 개발되었다. VDL 모드 2 기술은 조종사 관제사간 데이터링크통신(CPDLC), 자동종속감시(ADS) 등 다양한 항공교통서비스에 활용 가능하며, 민간항공사의 항공운용통신용으로 20년 이상 사용되어 온 ACARS 시스템을 대체할 것으로 예상된다. 본 논문에서는 이진기반 항공교통서비스 애플리케이션 구현을 위하여 AOA 프로토콜과 관련 국제규격을 적용한 VDL 모드 2 시스템 설계 및 제작 결과를 기술한다.

공기 혼합시스템은 초음속 지상추진시험설비의 축열식 가열기로부터 공급되는 $1000^{\circ}C$, 3.5MPa의 공기와 고압공기 공급원으로부터 공급되는 상온, 동일 압력의 공기를 혼합시켜서 시험부로 공급하기 위한 설비로 32MPa로 압축되어 있는 고압공기 공급원을 3.5MPa로 감압하는 고압/저온 유동제어부, 축열식 가열기의 고온밸브에서부터 공기 혼합기로 고온의 공기를 공급하기 위한 고온 배관, 축열식 가열기로부터 공급되는 고온 유동과 고압공기 공급원으로부터 공급되는 상온 유동을 혼합하기 위한 공기 혼합기로 구성된다. 공기 혼합 시스템을 통하여 완전히 혼합된 공기의 유량은 25kg/s, 온도는 약 $400^{\circ}C$로 이를 통하여 초음속 지상추진시험설비의 구동 영역을 저 마하수, 저 고도 영역까지 확장할 수 있다.

스마트무인기 기술개발사업단에서 개발 중인 틸트로터 스마트무인기의 드라이브장치 개발과 관련하여, 주요 구성부품의 설계와 해석을 중심으로 개발 결과를 기술한다. 스마트무인기의 로터 구동을 위한 드라이브장치는 매우 정밀한 고난이 도의 시스템으로서 국내 개발 경험이 전혀 없는 기술 분야의 하나이다. 따라서 드라이브장치의 개발을 위해서 미국의 선진업체(EATI)와의 공동연구개발을 수행하였다.

무인항공기의 비행제어법칙 설계를 위하여 자동 제어기 이득 결정 프로그램을 개발하였다. 제어기 이득 결정 문제를 최적화 문제로 정식화 하고, 최적화 문제의 최적해로부터 제어기 이득을 결정하였다. 최적화 문제의 해를 계산하기 위해 진화연산기법의 하나인 PSO 알고리듬과 비선형 프로그래밍의 하나인 SQP 알고리듬을 연결하여 사용하였다. 이 방법을 통하여 최적해 계산 시간을 PSO 방법에 비하여 1/5로 감소시켰으며, 보다 정확한 최적해를 계산할 수 있었다.

우주방사선환경은 위성의 운용궤도와 임무 기간 및 시기에 따라 달라지고 시뮬레이션을 통 해 예측이 가능하다. 총 이온화 조사량(TID)의 경우 dose-depth 곡선으로 차폐두께에 따른 조사량을 알 수 있다. 그러나 이는 차폐두께에 따른 조사량의 정보만 보여주므로 실제 차폐 구조물의 형상에 따른 부품수준에서의 총 이온화 조사량을 예측하기 위해서는 구조물의 형태를 고려한 유효 방사선 차폐두께의 상세 분석이 필요하다. 이를 위해 다양한 구조형상을 3차원 좌표로 입력하여 모델링이 가능하게 하고 여기에 임의 지점에서 방사되는 ray를 이용하여 구조체의 전 방향에 대한 유효 차폐두께분포를 계산하는 프로그램을 개발하였다. 이 분포결과를 위성의 우주임무환경에서 예측되는 dose-depth 곡선 데이터와 결합하여 최종적으로 위성내부의 임의지점에서 예측되는 총 이온화 조사량을 계산함으로써 3차원 구조형상을 고려한 상세 분석이 가능하도록 하였다. 이를 이용하여 위성의 전자박스구조를 모델링하여 부품수준의 임의지점에서 예측되는 총 이온화 조사량을 분석하였다.

저궤도 위성은 발사 전에 지상에서 여러 가지의 다양한 TC&R 시험을 수행함으로써 궤도상에서 지상과의 통신 기능과 성능을 확인하게 된다. 본 논문에서는 TC&R 시험의 준비 과정에서부터 측정 후 결과를 획득하기까지의 과정들을 살펴보고 신뢰도 있는 결과를 얻어내기 위하여 측정되어야 하는 시험 항목들이 제시된다. 이를 통하여 얻어진 측정값들이 요구조건을 만족함도 보여 준다.

차세대 저궤도 위성의 탑재소프트웨어 저장메모리는 부트 코드와 모니터 소프트웨어를 내장한 부트 롬과 비행소프트웨어 이미지를 저장한 듀얼 NVMEM 형태로 개발되고 있다. 부트 롬에 내재된 부트 로더는 프로세서 초기화 이후 GPIO의 입력에 따라 비행소프트웨어 모드 혹은 모니터 모드로 천이하게 된다. 비행소프트웨어 모드에서는 듀얼 NVMEM중 선택된 NVMEM에 대한 CRC를 체크하여 정상적일 경우 NVMEM에 저장되어 있는 탑재소프트웨어를 코드가 수행 될 RAM으로 적재 한 후 VxWorks RTO5를 구동하여 테스크를 생성하여 탑재소프트를 수행하게 된다. 모니터 모드에서는 지상에서 NVMEM reprogramming을 가장 메인으로 수행하며 기본적인 보드 레벨 테스트를 수행할 수 있다. 본 논문에서는 차세대 저궤도 위성의 부트 롬 소프트웨어 설계 및 시뮬레이터 기반의 검증 방법에 대하여 기술한다.

제 2의 우주경쟁 시대를 맞이하여 세계 각국은 달을 선점하기 위한 치열한 경쟁을 벌이고 있다. 달에 영구기지를 2020년까지 건설하겠다는 미국을 비롯하여 유럽, 일본, 중국은 달탐사선을 성공적으로 발사하였으며 인도는 발사를 준비 중이다. 이와 같은 국제적인 분위기 속에 우리나라도 2020년까지 달에 탐사선을 보낼 계획을 발표하였다. 본 연구에서는 가변저추력을 이용한 달탐사 위성 설계에 기본 자료로 사용될 수 있는 달탐사 임무궤도를 설계하였으며, 이를 바탕으로 SMART-1과 비슷한 제원을 갖는 가상의 달탐사 임무를 설정하여 비행궤적을 산출하였다.

통신해양기상위성은 서로 다른 임무 수행을 위해 복수의 탑재체가 장착되는 정지궤도 복합위성이다. 탑재체중 두 장비는 지구관측임무를 수행하기위한 광학탑재체로, 용도에 따라 각각 기상과 해양탈재체로 구분된다 상이한 광학탑재 체를 위성체에 장착하여, 만족스러운 성능을 구현하기 위해서는 각각의 요구조건을 분석하고, 설계 변수에 대한 민감도 해석을 통한 일련의 최적화 과정이 필요하다. 따라서 여러 가지 종류의 설계 제한 조건에 대한 고려가 필수적이다. 본 논문에서는 통신해양기상위성의 기상 및 해양탑재체 장착을 위한 설계 시 기계 시스템 측면에서 고려된 여러 설계요건들을 제시하고, 위성체 설계에 미치는 영향을 최소화 하면서 기계 및 열적 요구조건을 충족시키기 위해 도입된 접속 구조물에 대해 설명할 것이다.

본 해석의 목적은 통신해양기상위성 통신 탑재체의 진행파관증폭기와 외부 유닛들 사이의 전기접속에 대해 적합성을 검증하는 것이다. 본 연구에서는 전력링크, 명령, 디지털 측정, 아날로그 측정 및 실패상태 또는 조립시험 오류들에 대해 유닛들 사이의 적합성을 확인하였다. 본 접속 적합성 검증에 추가적으로 본 연구는 하니스 레벨에서 적용되는 전기 및 제작에서 권고사항을 제공한다.

인공위성에 사용되는 온도 측정 센서는 서미스터(Thermistor) 와 AD590이 주로 많이 사용되고 있다. AD590은 IC chip으로 서미스터에 비해 고가이며 $1^{\circ}C$ 온도 변화에 출력 전류가 약 $1{\mu}A$ 변하는 특성을 가진다. 이에 비해 서 미스터는 온도 변화에 따라 저항 값이 변하므로 외부에서 전류나 혹은 전압 stimulus를 인가해 주어야한다. 또한 일반적으로 AD590에 비해 저가이며 NTC(Negative Temperature Coefficient)와 PTC(Positive Temperature Coefficient) 두 가지 형태의 센서가 사용되고 있다. 고 정밀 저궤도 지구관측용 인공위성의 경우 온도에 따른 카메라 구조물의 변형이 최종 영상 품질에 영향을 미치게 되므로 고 품질의 영상획득을 위하여 카메라 구조물의 정밀 온도 제어가 필수적으로 요구되며 이를 구현하기 위해서 매우 정확한 온도측정 요구조건이 주어지게 된다. 저궤도 인공위성의 경우 카메라 시스템에 부착된 온도센서의 측정 정확도 요구조건이 $0.3^{\circ}C$ 까지 요구되는 경우도 있다. 본 논문은 저 궤도 인공위성에 적용된 서 미스터의 온도 측정 정확도에 대한 분석 내용을 나타내었다.

이동 통신 및 위성 통신 분야에 있어서 무선 통신 기술 분야는 무선 환경에서 신호를 보내고 받는 기능을 수행하는 중요한 분야이다. 이러한 무선 통신 분야에서 송수신한을 구성하는 송수신 부품은 RF 시스템의 성능을 좌우한다. 따라서 위성 통신 분야에 있어서 신뢰성을 획득하기 위해서는 고집적화와 소형화를 통한 경쟁력 확보가 필수적인데 이를 위한 기술이 MMIC 이다. MMIC란 RF 부품을 설계하고 제작하는 기술로서 본 논문은 MMIC 기술에 대한 소개와 위성 분야에서의 기술적인 동향과 전망을 기술하고 있다.

30톤급 액체로켓엔진용으로 개발된 일체형 재생냉각 연소기는 연료를 확대노즐부의 중간에서 공급하는 방식으로 설계되었으며, 노즐 끝단에서 공급되는 방식에 비해 냉각유로는 복잡해지지만 열유속이 상대적으로 낮은 확대노즐부의 냉각유량을 줄임으로서 압력손실을 감소시키는 동시에 공급라인을 포함한 연소기 전체 외경이 줄어들어 엔진 구성에 유리한 장점을 있다. 본 연구에서는 이와 관련한 연료링과 양 방향 냉각 채널, 그리고 연결/분기 유로에 대해 수치해석을 통한 세밀한 설계검토를 수행하였다.

원통형 초음속 디퓨저를 사용하면 추진기관에서 발생하는 고온 연소가스의 모맨텀을 이용하여 비교적 간단하게 안정된 고고도 환경을 모사할 수 있다. 디퓨저를 이용한 고공모사 시험에서 추진기관의 연소시간이 긴 경우, 고온의 연소가스가 디퓨저 내 벽면에 직접 탈기 때문에 반복적인 사용을 위해 이 부위에 대한 냉각대책이 필요하다. 디퓨저 내부로 분사되는 냉각수가 디퓨저 작동특성에 미치는 영향을 파악하고자 축소형 연소실험을 수행하였으며, 본 논문은 실험방법과 그 결과에 대해 기술하고 있다. 고체 추진제를 연료로 하는 가스발생기를 이용하여 추진기관을 모사하였으며, 일반 수돗물을 냉각제로 사용하였다.

KSLV-I 발사체에 탑재되는 원격측정시스템, 추적시스템, 비행종단시템, GPS, 관성항법유도시스템의 개별적인 성능과 고홍우주센터 및 제주추적 소에 설치된 지상장비와의 연계성능을 확인하기 위하여 항공기를 이용한 비행시험이 요구된다. 시험에 적용할 탑재장비의 선정, 하니스, 운용방법, 안테나 부착방법 등의 면밀한 계획과 분석을 통해 시험의 효율성이 향상되기 때문에 KSLV-I의 통신환경과 비행프로파일 둥이 비행시험에 최대한 정확하게 고려되어야 한다. 본 논문에서는 KSLV-I 전자탑재장비의 목록과 규격, 비행시험용 랙과 하니스, 항공기 제원, 비행궤적 둥 효과적인 비행시험을 위해 준비 및 분석되어야 하는 전반적인 사항이 제시된다.

본 논문에서는 발사체에 적용하는 전기-유압식 추력벡터제어 구동장치시스템의 합성공진 현상에 대한 해석 연구결과를 기술한다. 합성공진 현상은 위치서보 구동장치시스템을 유연한 발사체 기체구조체 지지부에 장착하였을 때 발생한다. 이는 관성부하를 갖는 전기-유압식 위치서보 시스템의 유압공진 현상과 유연한 기체구조체 지지부의 구조공진 현상의 합성에 의하여 발생한다. 합성공진 현상은 발사체 제어시스템에 의하여 되먹임 및 증폭되어 안정성을 악화시킬 수 있다. 이와 같은 현상을 정확하게 예측 및 분석할 수 있는 비선형 모델을 개발하였으며 이에 기반을 둔 합성공진 억제 특성이 우수한 동적 압력 되먹임(dynamic pressure feedback) 제어기법을 개발하였다.

본 논문에서는 KSLV-I 상단조립체에 대하여 수행된 시스템 인증수준의 전자파시험에서 GPS 수신기 시스템을 위한 시험 구성 및 운용 방법을 소개하고 성능분석 결과를 기술한 다. GPS 수신기 시스템은 이미 단품 수준에서 수차례의 설계 변경을 통하여 MIL-STD-461E 기준으로 규정된 KSLV-I 상단 전자장비 시험 규격을 만족함을 확인하였다. 시스템 인증수준으로 수행된 전자파시험에서 GPS 수신기 시스템은 다른 탑재물들과의 전자파적 간섭에도 정상적으로 동작하였으며 전계필드 입사 및 정전기 방전의 조건에서도 성능저하가 발생하지 않아 KSLV-I 상단 전자파환경 조건에서의 동작성이 검증되었다.

고체모터 추력제어를 위한 플렉시블 셀 개념 설계를 수행하였다. 개념 설계를 통해 플렉시블 씰의 구동 점 위치, 플렉시블 씰의 형상, 고무 및 보강재 소재를 결정하였으며, 연소가스로부터 플렉시블 씰을 보호하기 위한 적절한 열 차폐 시스템을 선정하였다. 플렉시블 씰의 회전 중심은 노즐 후방에 위치하며, 단면 형상은 원뿔형 으로 설계하였다. 노즐의 구동 토크를 만족하기 위해 고무의 전단 계수는 약 0.6MPa 이하가 되도록 개발 하였으며, 전단 응력은 2.5MPa 이상이다.

본 연구에서는 액체 추진기관 시스템의 축방향불안정성을 억제하기 위한 장치인 POGO 억제장치 (PSD)에 대해 선형화된 전달함수 형태로 수학적 모델링을 수행하였다. 또한 각 변수에 대한 값을 결정하는 과정에서 비선형성 때문에 이론적으로 구하기 힘든 주요 변수를 파악하고 이를 실험 결과로부터 구하는 방법을 기술하였다.

본 논문은 KSLV-I 상단부에 대한 고장모드 분석 결과와 시스템 수준의 비행시험 신뢰도 모델을 기술한다. 먼저, KSLV-I 상단부의 14개의 주요 기능과 비행시험 임무 프로파일을 분석하고, 기능 분석 결과와 임무 구간별 수행 기능 목록을 바탕으로 시스템 체계에 따른 상단부의 고장모드 계층 구조와 시스템 수준의 비행시험 신뢰도 모델을 구성한다.

발사체 상단은 위성과 분리된 이후 대부분 충돌 및 오염 회피 기동을 수행한다. 이러한 기동을 통하여 위성은 안전하게 궤도에 안착되고 발사체는 위성으로부터 오염을 최소화하며 멀어지게 된다. 본 논문에서는 해외 여러 발사체들의 위성 분리와 충돌 및 오염 회피 기동을 분석하였고 이를 토대로 KSLV-I 상단에 회피 기동에 의한 위성의 오염도 허용 기준을 제시하였다.

KSLV-1 2단 Kick Motor 노즐은 연소 동안 고온 고압의 환경에 노출된다 이러한 고압 환경에서 노즐부의 안전성검토를 위하여 KM 노즐 수압시험을 수행하였다. KM 수압시험 [1]과 다른 점은 실물형 잡입부 내열재가 사용되었으며 목부 내열재도 실물형과 유사하게 제작되어 조립되었다. 수압시험은 MEOP (975 psi, GT#2 기준)의 40% 예비시험, 120% 수압시험 2회 반복 및 153% 수압시험을 수행하였다.

소형위성 발사체(KSLV-I) 개발사업과 관련된 주요 기술정보는 우주발사체사업단 정보시스템인 통합 사업관리 시스템(PLMS)을 통해 관리해오고 있다. 국제 협력을 통한 사업 추진 및 대상 기술의 특성으로 인해 대내외적으로 기술정보에 대한 엄격한 보안이 요구되고 있으며, 이에 기술정보의 보안 강화를 위해 문서보안시스템의 개발을 완료하였다. 본 연구는 통합 사업관리 시스템과 연동하여 주요 기술정보에 대한 불법 접근 및 유출 방지를 목표로 개발된 문서보안시스템의 개요 및 구축 현황에 대해 기술하였다.

본 연구에서는 초분광 원격탐사 기법을 이용하여 선박의 접근이 어려운 연안지역의 수심을 산정하고자 한다. 연구에 사용된 영상은 초분광 위성영상인 EO-1 Hyperion 영상이며, 대기보정 및 기하보정을 실시하였다. 보정된 영상은 MNF 변환을 사용하여 밴드를 압축하였다. 또한 각 화소의 실제적인 수심을 산정하기 위하여 대상지역의 Diffuse Attenuation Coefficient를 영상내에서 결정하였다. 그리고 Linear Spectral Unmixing 기법을 사용하여 대상 화소의 Emdmember를 결정하고, 수심을 산정하였다.

본 논문에서는 아리랑위성 2호의 영상촬영 계획 절차를 살펴보고, 각 단계에서 발생할 수 있는 궤도예측 오차를 분석하였다. 이를 위해 영상촬영 계획을 수립하는 PSS와 명령계획을 작성하는 MAPS에서 각각 계산된 자세정보를 상호 비교하여 궤도예측 오차의 원인을 규명하였다. 또한, 아리랑위성 2호의 실제 영상자료를 이용하여 촬영된 영상의 중심점과 미리 계획된 목표지점 사이의 이탈거리인 촬영 지향오차를 계산하였다. 영상촬영 계획은 실제 촬영일보다 이전에 수행되어 궤도예측 오차를 어느 정도 포함하게 되므로, 영상촬영 계획 시 일정한 Margin을 적용해야 할 것으로 판단된다.

지상국비행종단지령장비는 위성발사체(KSLV)발사 후 비행 중 일어날 수 있는 비상사태 (안전영역을 벗어나거나 지상에서 더 이상 추적이 불가능할 경우)에 대하여 지상통제장치에서 비행종단을 명령하여 비행을 강제로 종단시키는 역할을 한다. 본 글에서는 나로우주센터에서 위성발사체(KSLV) 발사를 위하여 설치 운용될 지상국비행종단지령장비의 설계에 관한 기본사항을 서술하고 있다. 국내 환경에 맞는 최적의 시스템 설계를 위하여 위성발사체의 비행궤적 및 특성을 고려한 운용개념을 먼저 정의하였고, 발사체에 탑재되는 수신부 특성을 고려하여 RF Link Budget 분석 및 송신시스템의 RF 요구 성능, 신뢰도 및 가용도 등을 분석하였다. 본 분석을 바탕으로 위성발사체(KSLV)에 비행종단명령을 안정적으로 생성, 처리하여 전송할 수 있는 각각의 장비를 설계하였다.

항공 수하물과 항공화물 컨테이너 등의 관리에 활용되고 있는 RFID는 항공기 장착 부품의 부품관리로 그 이용이 시도되면서 항공기 정비이력관리 등 정비업무에도 활용되는 등 항공업무에 그 활용도가 확산이 되고 있다. 그러나 RFID 태그와 리더기의 사용시 무선주파수 에너지 방출로 항공기의 운항에 대한 안전성 문제가 대두되고 있다. RFID 장치의 작동으로 미약한 전자파이긴 하지만 자유공간으로 방사되어 운항중인 항공기 내부의 신호를 전송하는 배선에 유기될 경우 장애가 우려되는 것이다. 그러므로 필수장비와 치명장비로 분류되는 항공기 전자장비 및 시스템에 대한 장애 평가를 사전에 필수적으로 수행 하여야 RFID 장치의 사용으로 인한 안전문제를 해결해 나갈 수 있다.

민간항공분야의 품질은 제품 및 공공의 안전을 유지하기 위해서 매우 중요하며, 항공기 설계와 생산 및 운항에 있어서도 엄격한 인증제도를 법적으로 규정하고 있다. 본 연구에서는 미국 FAA의 항공산업체의 품질시스템 평가프로그램인 ACSEP의 전반적인 검토를 통하여 항공기 및 항공부품에 대한 품질시스템 요구조건을 제시하고, 항공분야 품질시스템 평가에 대한 정책을 확인하였다.

틸트로터 기술이 항공기 주요 제작사와 정책 입안자 그리고 대중매체의 뜨거운 논쟁주제가 되어온 지도 수 십 년이 지났다. 그러한 주제에 대해서 공식적인 조사와 객관적인 방법에 의해 답변이 되어졌음에도 불구하고 델트로터 기술의 적절성에 대한 우려의 기사나 논란이 여전히 델트로터 개발프로그램의 발목을 잡으려할 때가 있는데 이러한 논의에서 거론된 기술적 내용 중 대부분은 사실과 동떨어진 것이다. 이 논문은 그러한 이슈와 비행시험에서 발생했던 사고에 대한 균형 있고도 기술적인 이해를 제공하기 위해 작성되었다.