• Proceedings of the Korean Society of Computer Information Conference
• /
• 2021.01a
• /
• pp.171-172
• /
• 2021

현재까지 항공기에 적용되는 기술들은 수많이 발전해왔다. 조종사의 편의성을 위한 기술들 또한 많이 발전해왔다. 자동운항 등 많은 기술들이 조종사를 보조하며 편의성을 위해 사용되고 있다. 하지만 비행기가 처음 만들어 졌을 때부터 바뀌지 않은 조종의 방식과 항공기의 국제성이 가지는 장시간의 비행은 여전히 조종사에게는 큰 피로를 안겨주고 있다. 본 논문은 조종사들의 피로를 경감 시켜 피로로 인해 발생 할 수 있는 사고들을 예방하기 위해 음성인식을 적용하여 새로운 조종의 방식인 '음성인식을 통한 항공기 조종면의 제어' 기술을 제안한다. 기존의 손을 사용한 조종방식이 아닌 컴퓨터와 조종사의 대화를 통해 데이터를 처리하고 즉각적인 피드백을 받으며 조종사의 편의성을 증가시켜 나아가 피로를 경감 시킬 수 있다.

• Composites Research
• /
• v.27 no.2
• /
• pp.47-51
• /
• 2014

The purpose of the present study is to develop lightweight and simple smart actuators in order to replace conventional hydraulic/pneumatic actuators, and to apply the developed actuators to the actuation systems of a small unmanned air vehicle. This research describes the procedures of design, manufacturing of the piezo-composite actuator, and the performance evaluation. From the test results of the developed devices, we found the possibility of piezo-composite actuator could be used as a control surface of a small UAV system. We have designed and manufactured two kinds of piezo-composite actuators, unimorph actuator and bimorph actuator. The manufactured actuators were evaluated through the performance testes. It was found that the bimorph type actuator showed more linear angle change for the same excitation voltage variation than unimorph type. It is expected that piezo-composite actuator has a possibility to be used not only as a control surface of small unmanned flying vehicle but also as a control surface actuator of a guided missile fin through the miniaturization of power supply and control system.

• Journal of the Korean Society for Aviation and Aeronautics
• /
• v.2
• /
• pp.57-80
• /
• 1994

항공기에 사용되는 2차 조종면은 플랩, 탭, 스포일러 등 여러 종류가 있으며 이중 spoiler는 공력제어 기능을 가지고 항공기의 조종성에 영향을 미치는 조종면으로 속도 감속이나 옆놀이 조종용으로 사용된다. 본 연구에서는 비행제어용 spoiler 기능과 고양항력을 얻을 수 있는 새로운 장치인 고양항력 panel에 대한 공력특성 및 비행제어 특성에 대하여 연구하였다. 이러한 고양항력 panel은 재래식인 spoiler가 양력을 감소시키고 항력만 증가시키는 장치인데 반하여 양력과 항력을 동시에 증가 시킬 수 있는 새로운 장치로서 날개의 앞전 윗면에 스팬방향으로 설치하여 슬롯효과를 발생시킴으로써 최대 양력 받음각에서 앞전에서의 박리를 막아 비행기의 착륙시 양력의 급작스러운 감소로 인한 불안정성을 감소시키게 된다. 본 논문에서는 직사각형 날개 및 FA-200모형의 날개위에 고양항력 panel을 설치하여 풍동실험 및 수치계산을 한 결과를 기술하였다. 실험결과 직사각형 날개의 경우 고양항력 panel의 위치는 날개의 앞전에 설치할 경우 고받음각에서 실속지연의 효과와 함께 후방실속의 특성을 향상 시킬 수 있으며, 항력의 증가로 인한 스포일러 효과를 얻을 수 있다. 양항비특성은 고양항력 panel을 날개의 앞전에설치하고, 그폭이 시위의 1/5이고, 붙임각 ${\theta}$가 $10^{\circ}$, 높이가 시위의 3/20일때 받음각 $18^{\circ}$ 이후에서 우수한 특성을 나타내었다. FA-200 모형의 경우 옆놀이 모멘트계수는 받음각이 작을 때 고양항력 panel의 슬롯간격과 붙임각이 작을수록 커지나 받음각이 커지면 붙임각이 커짐에 따라 증가함을 알 수 있다. 또한 키놀이 모멘트계수는 크게 변화하지 않으나 항력 특성은 고양항력 panel의 붙임각이 증가함에 따라 증가하였다. 고양항력 panel의 붙임각이 큰 범위에서 (${\theta}$ =$10^{\circ}$) 공기력의 증가는 고양항력 panel의 시위가 날개시위의 30%이고 슬롯의 폭이 날개시위의 10%일때 증가하는 결과를 얻을 수 있다.

• Korean Journal of Optics and Photonics
• /
• v.19 no.2
• /
• pp.144-149
• /
• 2008

Thermal distortion of the laser mirrors which are the Coude mirrors of the laser beam director and the wavefront error caused by the thermal distortion are studied. Coude mirrors consist of three relay mirrors and one fast steering mirror. The mirrors have reflectivity of 99.5% with respect to the laser wavelength of $3.8\;{\mu}m$, and absorption of 500 W per second. Thermal distortion and its related wavefront errors are studied with laser beam irradiation for 5 seconds. For the relay mirror, the wavefront error is 334 nm_PV, 98 nm rms and for fast steering mirror, $11.5\;{\mu}m$_PV, $3{\mu}m$ rms.

• Journal of Navigation and Port Research
• /
• v.46 no.3
• /
• pp.168-178
• /
• 2022

In this study, the resistance test, the vertical static angle of the attack test and VPMM test will be conducted to estimate the maneuverability of underwater vehicles with ahead propeller. The vertical static test will be conducted within the range of -40deg to 40deg, to investigate the cross-flow drag at high incidence angles. The tests will be conducted by dividing the propeller rotation into a case in which the propeller rotates at a specific rpm, and a case in which the propeller rotates naturally, according to the towing speed. Hydrodynamic coefficients of vertical direction will be estimated by the captive model tests. Additionally, the vertical dynamic stability index based on estimated hydrodynamic coefficients will be calculated and the impact of the propeller revolution state on the index will be investigated. The results are expected to be used as reference test data for underwater vehicles with ahead propeller.

• Proceedings of the Korea Society for Simulation Conference
• /
• 1999.10a
• /
• pp.150-155
• /
• 1999

비행 Simulator는 조종사가 실제 비행할 때와 같은 느낌을 받도록 구성되어야 하는데 조종사가 비행을 느끼게 되는 것은 여러 가지 감각기관을 통한 종합적인 느낌이다. 시각을 위하여 계기가 현재 비행 상태를 표시해야되고 외부 경치에서 고도, 속도, 자세 및 상승률을 감지하여야 한다. 이런 외부상태를 표시하기 위해서는 조종사의 Stick조작에 의한 비행기의 위치 변화와 속도 등을 실시간으로 계산하여 Graphic Engine과 Actuator로 데이터를 전송하여야 한다. 이러한 Parameter를 결정하기 위해서는 조정사의 조작에 의한 stick의 위치와 그로 인한 항공기의 자세 그리고 상태와 비행 속도 등에 따라 결정되며, 대상 항공기에 대한 제원으로 부터 조종사가 조종간의 이동크기와 조종면의 각 변위와의 관계를 계산하여 위치, 방향과 높이에 관한 Parameter를 계산해 줄 수 있는 방법 구현하였다.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
• /
• 2002.11a
• /
• pp.389.2-389
• /
• 2002

Nonlinear aeroelastic characteristics of a missile control surface are investigated in this study. The wing model has freeplay structural nonlinearity at its pitch axis. Nonlinear aerodynamic flows with unsteady shock waves are also considered in high-speed flow region. To effectively consider a freeplay structural nonlinearity, the fictitious mass method (FMM) is applied to structural vibration analysis based on finite element method (FEM). (omitted)

• Journal of the Korea Society for Simulation
• /
• v.25 no.1
• /
• pp.1-9
• /
• 2016

This study focuses on the air to air missile control fin planform optimization for the minimizing hinge moment with the considering phenomena of fluid and structure simultaneously. The fluid-structure interaction method is applied for the fluid and structure phenomena simulation of the control fins. A transient-loosely coupled method is used for the fluid-structure interaction simulation because it is suited for using each fluid and structure dedicated simulation software. Searching global optimization point is required many re-calculation therefore in this study, a mathematical model is applied for rapidly calculation. The face centered central composite method is used for generating design points and the 2nd polynomial response surface is sued for generating mathematical model. Global optimization is performed by using the generic algorithm. An objective function is the minimizing travel distance of the center of pressure between Mach 0.7 and 2.0 condition. Finally, the objective function of optimized planform is reduced 7.5% than the baseline planform with satisfying constrained conditions.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.35 no.5
• /
• pp.375-380
• /
• 2007

The nonlinear aerodynamic analysis of wing with control surface is performed using the frequency-domain panel method. To take into consideration the nonlinear aerodynamic characteristics of wing an iterative decambering approach is introduced. The iterative decambering approach uses the known aerodynamic characteristics of airfoil to calculate the aerodynamic characteristics of wing. The multi-dimensional Newton iteration is used to account for the coupling between the different sections of wing. The present method is verified by showing that it produces results that are in good agreement with experiments. The present method will be useful for the analysis of aircraft in the conceptual design because the present method can calculate promptly the nonlinear aerodynamic characteristics of wing with a few computing resources.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.40 no.12
• /
• pp.1040-1047
• /
• 2012

This paper presents a fault diagnosis algorithm of control surfaces of small fixed-wing aircraft to reduce maintenance cost or to improve repair efficiency by estimation of fault occurrence or part replacement periods. The proposed fault diagnosis algorithm consists of ANPSD (Averaged Normalized Power Spectral Density), PCA (Principle Component Analysis), and GC (Geometric Classifier). ANPSD is used for frequency-domain vibration testing. PCA has advantage to extract compressed information from ANPSD. GC has good properties to minimize errors of the fault detection and isolation. The algorithm was verified by the accelerometer measurements of the scaled normal and faulty ailerons and the test results show that the algorithm is suitable for the detection and isolation of the control surface faults. This paper also proposes solutions for some kind of implementation problems.