• 항공우주기술
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• 제11권2호
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• pp.149-157
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• 2012

본 논문에서는 우주파편 충돌위험 종합관리시스템에 적용할 연속추정필터의 성능에 대해 아리랑 2호의 실제 비행데이터를 이용하여 분석한다. 궤도결정 시스템의 성능을 분석하기 위해서 아리랑 2호의 지상국에서 사용하고 있는 일괄처리 방식의 배치필터(Batch Filter)와 비교하고, 궤도결정 정밀도 평가를 위해 중첩법(Overlap Method)을 적용한다. 본 연구결과 연속추정 필터가 기존의 아리랑 2호의 지상국 비행역학 시스템에서 사용하고 있는 배치필터와 유사한 성능을 보임을 확인하고, 필터의 방식에 따른 특성 차이가 있음을 확인한다. 또한, 30시간 GPS 항행해에 대한 6시간 중첩법을 적용하여 1m($1{\sigma}$) RMS (Root Mean Square) 수준의 궤도결정 정밀도를 얻을 수 있음을 보인다..

• 항공우주정책ㆍ법학회지
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• 제18권
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• pp.247-324
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• 2003

항공기술의 발달과 더불어 항공기가 날로 무기화하는 추세에 있어서 특히 세계적으로 조밀한 공역을 자랑하는 동아시아에 위치한 우리나라의 입장에 서는 북한과의 대치상황과 더불어 영공 기타 공역에 대한 대응이 현실적으로 절실한 상황이다 그러나, 현재 우리의 관련 법제는 법률적인 차원에서 이에 대한 대응을 하지 못하고, 군 내부의 관련규정에만 의존하고 있어 실제로 침범사고의 발생시에 그 처리에 있어서 많은 문제점이 제기될 가능성이 존재한다. 이 논문에서는 한반도 주변의 공역을 영공, 방공식별구역, 비행정보구역, 배타적 경제수역 상공, 접속수역 상공, 공해 상공으로 구분하여 각 공역의 특성과 이에 대한 우리의 대응조치 등을 살펴보고, 나아가 문제점을 해결하는 방안으로 관련법제의 입법방향에 대해서 검토해 보고자 한다.

• 항공우주기술
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• 제3권2호
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• pp.217-228
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• 2004

본 논문은 복합재 패들형 블레이드를 장착한 축소 힌지없는 로터 시스템의 정지 및 전진 비행조건에 대한 회전시험 기술과 결과에 대한 것이다. 축소 로터 시스템은 실물크기 로터 시스템의 구조 자료를 이용하여 프루드 축소화하였고, 허브 flexure는 동일한 로터의 동력학적 특성을 기준으로 금속재와 복합재 2가지를 제작하였다. 2종류의 힌지없는 허브시스템을 KARI의 GSRTS에 장착후 회전 시험을 실시하여 로터 시스템의 리드래그 감쇠비와 공력 하중을 측정하였다. 리드래그 모드의 감쇠비를 산출하기 위해 MBA(Moving Block Analysis)기법을 사용하였고, 허브와 주축 사이에 6분력 발란스를 장착하고, 블레이드에 스트레인게이지를 부착하여 공력하중을 측정하였다. 시험은 제자리 및 전진비행 조건에 따라 지상 및 풍동에서 각각 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권3호
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• pp.217-224
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• 2020

고-대역폭(High Bandwidth)의 헬리콥터 반응특성을 위한 높은 수준의 피드백 제어 게인의 사용은 로터 모드에 의해 항공기의 불안정성이 증가한다. 본 논문에서는 EC155B1 헬리콥터 모델링을 수행하고 이를 이용하여 롤 축의 각속도 및 자세 피드백 게인의 증가에 따른 항공기의 안정성을 분석하였다. 그리고 로터 플랩 모드에 의해 제한되는 롤 축 각속도 및 자세 피드백 제어 게인을 검토하였다. 또한 노이즈 제거 필터의 사용으로 비행 제어시스템의 위상지연이 증가 시 헬리콥터 안정성에 영향을 주는 피드백 제어 게인의 한계를 검토하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권1호
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• pp.1-8
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• 2013

단일액체추진제 하이드라진 추력기는 간단한 구조, 우수한 추진제 저장성, 깨끗한 반응생성물 기체 등과 같은 장점으로 수많은 우주비행체의 궤도 및 자세제어시스템으로 적용되고 있다. 우주발사체의 자세제어시스템에 적용하기 위한 중형급 하이드라진 추력기가 설계 제작되었으며, 성능검증을 위해 수행된 개발모델 추력기의 지상연소시험 결과를 추력, 임펄스 비트, 그리고 엔진 구성품별 온도 및 압력 등을 통하여 제시한다. 개발모델 엔진은 매우 우수한 추력 응답성과 재현성을 보였고, 그 추력성능 효율은 이론설계치 대비 93% 이상임을 확인할 수 있었다.

• 전자공학회논문지SC
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• 제46권3호
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• pp.59-65
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• 2009

최근 무인기의 형태는 다양한 형태로 개발되고 있으며, 탑재 장비의 고성능 소형화를 바탕으로 무인기는 소형화되고 있다. 이러한 소형화되고 일반적인 형태가 아닌 무인기 개발에 있어, 기존의 개발방법으로는 이러한 비선형적인 요소로 인하여 정확한 모델링 및 제어기 알고리즘의 정형화하기가 어렵다. 따라서 본 논문에서는 기존이 비행체 개발 방법이 아닌, 하중 제어 개념을 적용한 Min 설계 방법의 첫 번째 단계로, 원통형 무인기에 적용하여, 수평 비행 조건과 특성 그리고 제어기 설계 알고리즘을 찾아보았다. 이러한 Min 설계 방법은 고성능 컴퓨터를 사용한 무인기 개발에 있어 실시간 시뮬레이션을 통한 비용절감과 개발기간을 단축시킬 수 있다.

• 항공우주기술
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• 제11권1호
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• pp.135-144
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• 2012

지난 2009년과 2010년 2회 비행시험을 수행한 나로호는 나로우주센터에서 발사준비 및 발사작업이 진행되었다. 발사관제시스템은 우주센터의 발사패드에 총조립된 상태로 장착된 발사체에 대한 발사작업을 위하여 발사체, 발사대, 추진지상공급계 등 외부시스템에 대한 명령을 전달하고 데이터를 실시간 모니터링하여 발사준비 프로세스를 총괄 운용한다. 발사관제시스템의 서브시스템인 상단 발사관제시스템은 나로호 상단에 대한 지상 발사작업을 제어 및 감시할 수 있도록 개발되었으며 나로호 비행시험을 통해 발사준비 프로세스 자동 및 수동처리, RCS 충전, 상단 온도환경상태 감시 등의 요구 기능들이 모두 설계 기준에 부합하는 것으로 확인되었다. 본 논문에서는 상단 발사관제시스템의 핵심 기술과 특성을 기술하며 발사운용 결과를 분석하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권1호
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• pp.1-9
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• 2007

검정금파리 날개의 “8자 운동”에 의한 공기역학적 힘의 발생에 관해 수치해석을 수행하였다. 날개운동은 자유류가 있는 tethered flight 실험에서 관찰된 결과에서 인용하였다. 해석결과 양력은 downstroke 중일 때 주로 발생하였고 추력은 upstroke 끝에서 갑작스럽게 발생하였다. 본 연구에서는 양력과 추력 발생의 이러한 특성을 후류에서의 와류구조와 에어포일 주위의 압력장을 통해 물리적으로 이해하고자 하였다. 결과적으로 양력발생은 유효받음각의 증가에 따른 앞전와류와 관계있었으며, 추력발생은 유동장 형태의 측면에서 와류 짝(vortex pairing)현상과 압력장 측면에서 와류정지 현상으로 설명할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권7호
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• pp.12-17
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• 2006

채널 및 레일과 같은 비평면 지면 위를 비행하는 날개들의 정상상태 공력특성 및 종방향 정안정성을 경계요소법을 사용하여 연구하였다. 펜스의 높이가 날개의 위치보다 높을 경우, 펜스와 날개와의 거리가 작아질수록 양력이 증가하고 피칭다운 모멘트가 커졌다. 레일의 폭이 날개 스팬보다 넓을 때, 레일의 높이가 낮을수록 양력이 증가하고 유도항력이 감소하였다. 종방향 정안정성 측면에서 단일 날개의 경우 비평면 지면보다 평지에서 안정한 결과를 나타내었다. 종렬배치형 날개의 경우 채널내를 비행하는 날개가 평지보다 비평면 지면에서 안정적이었다. 본 연구결과는 초고속운송체의 설계에 적용될 수 있을 것으로 기대한다.

• 한국가시화정보학회지
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• 제16권1호
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• pp.30-36
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• 2018

In the present study, we investigate the flow characteristics of a quadrotor UAV in a hovering mode by measuring multiple two-dimensional velocity fields in the wake. The experiment is conducted at Re = 24,000 in a chamber large enough to neglect the ground effect, where Re is the Reynolds number based on the rotor chord length and the rotor tip speed. The rotational speed of the rotor is determined by an optical tachometer so that the lift force can be balanced with the weight of the UAV. The velocity field measured on the center plane of the rotor shows that the vortices are shedding from the tip of the rotor, inducing large fluctuations in the streamwise velocity along the wake shear layer. The strength of the rotor-tip vortex shedding is asymmetric with respect to the rotor axis due to the interaction between the rotor and the wake centerline of each rotor is inclined to the center of the UAV due to the pressure difference caused by the induced velocity. The wake from each rotor moves closer to each other while traveling in the streamwise direction, and then is merged together inducing large fluctuations in the transverse velocity. Due to the wake merging, on the center plane of the UAV, the velocity increases in the streamwise direction showing two-peak structure in the streamwise velocity contours.