• Journal of the Korea Institute of Military Science and Technology
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• v.14 no.2
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• pp.213-221
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• 2011

Avionics system tends to be designed to have the integrated architecture, and it is getting difficult and complex to verify the flight-critical function because of sophisticated structure. In Korean Utility Helicopter, mission computer acts as the MUX Bus Controller to handle the data from both communication, identification, mission/display and survivability equipment inside Mission Equipment Package and aircraft subsystems such as fuel system and electrical system while it is interfacing with Automatic Flight Control System and Full-Authority Digital Engine Control via ARINC-429 bus. The Flight Displays which is classified as flight-critical function in aircraft is implemented on Primary Flight Display after mission computer processes data from AFCS in order to generate graphics. This paper defines the flight-critical function implemented in mission computer for KUH, and presents the static and dynamic test procedures which is performed on System Integration Laboratory along with Playback Recorder prior to flight test.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.50 no.5
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• pp.349-357
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• 2022

Since the flight control computer of unmanned aerial vehicle (UAV) is a flight critical equipment, it is necessary to ensure reliability and safety from the development step, and a redundancy-based fault management design is required in order to operate normally even a failure occurs. To reduce cost, weight and power consumption, the dual-redundant flight control system design is considered in UAV. However, there are various restrictions on the fault management design. In this paper, we propose the fault detection and isolation designs for the dual-redundant flight control computer to satisfy the safety requirements of an UAV. In addition, the flight control computer developed by applying the fault management design performed functional tests in the integrated test environment, and after performing FMET in the HILS, its reliability was verified through flight tests.

• Journal of Platform Technology
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• v.10 no.4
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• pp.62-69
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• 2022

Flight control systems installed on unmanned aircraft require thorough verification from the design stage. This verification is made through the integrated flight control test environment. Typically, a debugger is used to monitor the internal state of a flight control computer in real time. Emulator with a real-time memory monitor and trace is relatively expensive. The JTAG Emulator is unable to operate in real time and has limitations that cannot be caught up with the processing speed of latest high-speed processors. In this paper, we describe the results of the development of internal monitoring software for drone flight control computer processors based on NUTTX/PIXHAWK. The results of this study show that the functions provided compared to commercial debugger are limited, but it can be sufficiently used to verify the flight control system using this system under limited budget.

• Proceedings of the Korean Institute of Information and Commucation Sciences Conference
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• 2009.05a
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• pp.785-788
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• 2009

The flight data processing system is the system which processes and manages all flight related data for the aircraft control and performs the trajectory modeling. It takes charge of the role of performing the core function of the integrated information processing system for the flight control. For the safe aircraft's flight, the information transfer and exchange among air traffic control units are the essential element through the flight data processing. Therefore, for the development of the flight data processing system we are going to analyze its function and look into the necessary consideration in a design in this paper.

• Proceedings of the Korea Information Processing Society Conference
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• 2012.11a
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• pp.844-847
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• 2012

인공위성의 개발은 오랜 기간에 걸쳐 다양한 분야의 전문가들에 의해 개발된 결과물들이 통합되어 완성될 수 있다. 위성개발과 같이 많은 개발자가 공동으로 작업하여 하나의 결과물을 생산하는 경우 개발과정에서 방대한 양의 문서작업이 수반된다. 특히 비행소프트웨어와 같이 서로 다른 개발자에 의해 작성된 코드들이 하나의 이미지로 통합되어 빌드될 경우 발생하는 문제점들을 해결하고 요구되는 기능들을 디버깅하기 위해서는 개발과정 및 소스코드에 대한 문서들이 필수적이다. 이러한 소프트웨어 설계에 대한 문서는 그 양이 방대하고 소스코드와의 연계성이 필요하기 때문에 소스코드를 작성한 각 개발자들이 직접 수작업으로 문서를 작성하였다. 예를 들면, 기존의 위성비행소프트웨어 개발과정에서는 이러한 문서들 중 전체 위성비행소프트웨어의 단위 코드별 입출력, 수행기능 등의 상세 설계 내용을 기록하는 SDD(Software Design Description)는 개발자가 작성한 코드를 기반으로 수작업을 통하여 작성되었다. 이러한 작성방식은 작성자의 입력오류가 발생할 수도 있으며 소프트웨어 개발과 별도로 수작업이 요구되어 문서작성에 소요되는 시간적 손해가 발생하게 된다. 유럽에서는 이러한 문제점을 보완하기 위하여 C, C++, C#, JAVA, VHDL 등 다양한 언어를 사용하는 소프트웨어 개발에 적용 가능한 자동적 문서작성 도구인 Doxygen을 설계 및 개발문서 작성에 활용하고 있다. Doxygen은 PDF, HTML, Latex, RTF 등 다양한 출력 포맷도 지원한다. 본 논문에서는 Doxygen을 활용하여 위성비행소프트웨어 개발문서의 작성 시 소요시간을 단축하고 소스코드로부터 해당 설계 내용을 추출하여 자동적으로 문서를 작성할 수 있는 방안에 대하여 소개한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.40 no.9
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• pp.800-806
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• 2012

This paper proposes design and development of the Integrated Ground Support System (IGSS) for the flight test of the Unmanned Aerial Vehicle (UAV), which combines ground support and ground control. The integrated flight test of the UAV is a necessary procedure to validate the functionality of the Unmanned Aerial System (UAS). In order to execute cost-effective and systematic flight tests, the IGSS is regarded as an inevitable infrastructure of UAS for small laboratories. The proposed IGSS has functions of ground control, radio communication, power generation, transportation and the maintenance of the UAV.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 1993.04a
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• pp.35-39
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• 1993

항공기의 플러터 현상을 예방키 위한 개발시의 주요 공학적 임무로는 플러 터 해석, 풍동 플러터 시험, 실기체에 대한 지상진동시험 및 비행 플러터 시 험이 있다. 이들 업무는 군용 항공기의 경우에는 군사 규격서, 민간 항공기 의 경우는 FAR 규정 등에 항공기 개발 및 개조시에는 필히 수행토록 명시 되어 있으며, 특히 개발항공기의 인증을 받기 위해서는 초도 비행전까지 필 수적으로 완료되어야 하는 업무이다. 이중 항공기 지상진동시험은 개발항공 기의 초도 비행전에 실기체를 대상으로 하는 구조 동특성 규명시험으로써 플러터 해석 모델의 정확도를 입증하고 그 해석모델을 수정하거나 개선시키 는데 필요한 구조의 동특성 변수들을 실험적으로 규명하는 시험이다. 이 시 험은 개발된 항공기의 초도비행허가를 획득하고 비행속도제한을 설정키 위 해서 초도비행 직전에 초도 개발 비행기를 대상으로 필수적으로 수행되어야 하는 필수적 시험이다. 이에 따라 개발된 항공기의 전기체 지상진동시험을 수행하였고, 시험데이터의 모달해석을 하였다. 이 시험을 수행하기 위해 3개 의 가진기를 사용하였고, 모두 159개의 지점에서 주파수응답 함수를 얻었다. 최대 48 채널의 데이터 획득시스템을 사용하였으므로, 네번에 걸쳐 측정위치 를 옮겨 전체데이타를 획득하였다. 지상진동 시험의 최종해석 결과는 유한요 소 모델의 유효성을 검토하는데 사용되었고, 시험 데이타를 이용한 가진응답 해석(Forced Response Analysis)을 통하여 비행플러터 시험시에 사용되는 플러터 가진기의 위치선정 및 가진력의 크기를 결정하는데 이용하였다.ncy)가 저주 파수대로 천이(Lower Shift)하는 현상이 나타났으며, 일정한 작업량이라도 작업중량을 줄이고 작업 빈도를 높여서 작업할 경우에 이러한 현상이 더욱 두드러졌다. 작업시간의 경과에 따른 MVIS의 감소 현상은 작업빈도가 높고 비대칭형 작업일 때 가장 크게 나타났다. 총손실을 줄이고, 상대적 비용절감효과를 갖게할 수 있다고 하였다. 따라서 본 연구에서는 성인 여성기성복의 치수적합성을 높이기위하여 출산 후 중년에 접어 들면서 체형이 변화되는 것을 고려하여 연령을 분류하고(18세-34세, 30세-51세), 각 연령 집단에 따른 체형을 각각 3가지로 분류하였다. 이에 따라 의복 생산시의 총손실을 줄이기위한 상의, 하의생산시 필요한 부위별 최적규격치 간격을 제시하였다.적인 기능으로 보여지는 것에 좁혀서 작업능력의 연령증가 변화에 대하여다원적 평가를 하는 것이 실제적이라고 할 수 있다. 따라서 본 연구에서는 인간이 가지고 있는 다수의 기능중에서 수지교 치성과 연령증가와의 관계를 조사한다. 만약 연령증가 만으로 수지교치성을 평가 할 수 없는 경우에는 어떠한 요인이 수지기민성의 변화에 영향을 미치는가를 검토한다.t list)에서 자동적으로 사건들의 순서가 결정되도록 확장하였으며, 설비 제어방식에 있어서도 FIFO, LIFO, 우선 순위 방식등을 선택할 수 있도록 확장하였다. SIMPLE는 자료구조 및 프로그램이 공개되어 있으므로 프로그래머가 원하는 기능을 쉽게 추가할 수 있는 장점도 있다. 아울러 SMPLE에서 새로이 추가된 자료구조와 함수 및 설비제어 방식등을 활용하여 실제 중형급 시스

• Journal of Advanced Navigation Technology
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• v.10 no.2
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• pp.173-180
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• 2006

An airborne radar is an essential aviation electronic system of the aircraft to perform various missions in all weather environments. This paper presents the design, development, and test results of the multi-mode pulsed Doppler radar system test model for helicopter-borne flight test. This radar system consists of 4 LRU units, which include ANTU(Antenna Unit), TRU(Tx Rx Unit), RSDU(Radar Signal & Data Processing Unit) and DISU(Display Unit). The developed technologies include the TACCAR processor, planar array antenna, TWTA transmitter, coherent I/Q detector, digital pulse compression, DSP based Doppler FFT filtering, adaptive CFAR, IMU, and tracking capability. The design performance of the developed radar system is verified through various helicopter-borne field tests including MTD (Moving Target Detector) capability for the Doppler compensation due to the moving platform motion.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.35 no.10
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• pp.948-956
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• 2007

It is important during FSD(Full Scale Development) period to verify whether the aircraft system function meets the aircraft requirements and functional performance. Especially, the functionality of the integrated propulsion system should be verified to evaluate the compatibility with aircraft. Various flight tests such as the engine airstart test, the engine horsepower extraction test, the backup throttle functionality test had been performed to evaluate the engine/aircraft compatibility with T-50 during FSD period. Through such flight tests, it was confirmed that the propulsion system of T-50 was properly designed and installed to the aircraft. This paper shows description on each flight test item, test procedure and test results. It is expected that this paper could be a reference for preparing the propulsion flight test in other aircraft developments.

• Journal of Advanced Navigation Technology
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• v.28 no.4
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• pp.459-465
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• 2024

The flight control computer applied to manned/unmanned aircraft is one of the key components directly connected to the control of the aircraft, and is generally designed with a redundant architecture so that essential functions for flight can be maintained even if a failure occurs in a single channel. The operational flight program loaded on these redundant flight control computers should be designed considering a time synchronization between channels, input data selection methods from redundant sensors, and fault detection/isolation methods for channels. In this paper, we propose a redundancy management method applied to triplex compact flight control computers for advanced air vehicle. The proposed redundancy management method includes a synchronization algorithm between triplex channels, an input data voting method from sensors, a bus control right selection method for control command output, and a fault detection/isolation method for channels.