• 한국항공우주학회지
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• 제37권12호
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• pp.1252-1257
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• 2009

항공기의 외부장착물 분리해석이 가능한 Off-line 6-DOF 시뮬레이션 프로그램을 개발 하였다. 개발한 프로그램은 풍동시험이나 CFD 해석을 통해 구축된 공력 데이터베이스를 이용하여 외부장착물의 분리 궤적을 예측할 수 있다. 공력 계수의 계산에는 flow angle 방법을 적용하였으며 분리 궤적 계산에는 사출력과 구속 조건의 적용이 가능하도록 하였다. 개발한 프로그램을 이용하여 군용항공기의 분리 궤적을 계산하였으며 이를 CTS 시험 결과와 비교하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권5호
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• pp.381-389
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• 2007

외부장착물의 효율적인 분리해석을 위해 6-DOF 시뮬레이션 프로그램을 개발하였다. 이 S/W는 장착물에 작용하는 공기력을 미리 작성된 공력 데이터베이스를 이용하여 간단한 보간으로 얻기에 전산유체역학에 기초한 방법에 비해 매우 빠른 계산시간을 가지며, 고정된 형상의 무장 뿐 아니라 분리 중 날개를 전개하는 무장에 대해서도 해석이 가능하다. 본 논문에서는 날개전개 무장의 공력 데이터베이스를 MSAP(Multi-body Separation Analysis Program)을 이용하여 작성하고, 비정상 감쇠계수를 Missile Datcom을 이용하여 예측하였다. 이 데이터베이스와 6-DOF 시뮬레이션 프로그램으로 무장의 고정된 날개 뿐 아니라, 날개전개에 따른 무장의 분리 안전성을 판단하였다

• Smart Structures and Systems
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• 제13권6호
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• pp.927-942
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• 2014

Structural displacement is an important indicator for assessing structural safety. For structural displacement monitoring, vision-based displacement measurement systems have been widely developed; however, most systems estimate only 1 or 2-DOF translational displacement. To monitor the 6-DOF structural displacement with high accuracy, a vision-based displacement measurement system with a uniquely designed marker is proposed in this paper. The system is composed of a uniquely designed marker and a camera with a zooming capability, and relative translational and rotational displacement between the marker and the camera is estimated by finding a homography transformation. The novel marker is designed to make the system robust to measurement noise based on a sensitivity analysis of the conventional marker and it has been verified through Monte Carlo simulation results. The performance of the displacement estimation has been verified through two kinds of experimental tests; using a shaking table and a motorized stage. The results show that the system estimates the structural 6-DOF displacement, especially the translational displacement in Z-axis, with high accuracy in real time and is robust to measurement noise.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제5권6호
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• pp.683-690
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• 1999

This paper deals with a fault-tolerant control method for robust control of RPV(Remotely Piloted Vehicle). To design the flight control system, the 6-DOF simulation program has been developed based on the dynamic model of RPV. A robust fault detection and diagnosis method proposed by Kwon et al. [8]-[10] is adopted to detect the actuator fault of RPV and to make the controller reconfiguration. The Hoo control method is applied to the flight control system. An integrated simulation for performance evaluation of the fault-tolerat\nt control system designed is performed via 6 DOF simulation and shows that the control system works even under the actuator fault.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권3호
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• pp.288-293
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• 2010

본 논문은 장 단거리 공대공 미사일의 치사율을 계산하고, 대상 미사일의 모델을 구성하여 모의 발사 시험 프로그램을 개발하고자 한다. 신뢰성 있는 치사율을 계산하기 위해서는 신관과 탄두에 대한 많은 자료와 실험이 필요하지만 현실적으로 그런 작업을 수행 하기엔 한계가 있다. 따라서 본 논문에서는 참고문헌[3-6]에서 획득한 치사율에 대한 자료를 분석하여 치사율을 계산하였다. 모의시험을 위한 시뮬레이션 프로그램은 MATLAB/SIMULINK를 이용하여 6 DOF 시뮬레이션 모델을 구성하였으며, 수직, 수평 가속도 피드백을 이용한 자동비행 알고리즘과 PNG(Proportional Navigation Guidance)을 이용한 유도명령 알고리즘, 그리고 시간지연과 오차를 고려한 탐색기(seeker)의 동적 모델을 구성하여 적용하였다. 최종적으로 정면발사, 측면발사, 후면발사의 3가지 경우에 대하여 모의 비행을 수행하여 결과를 정리하였으며, 이때 목표물은 일정한 방향을 가지고 등속비행을 하는 것으로 설계하였다.

• 한국시뮬레이션학회논문지
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• 제26권1호
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• pp.13-19
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• 2017

국내 유도무기 개발과정에서 가장 일반적으로 적용되는 M&S 도구는 유도탄의 각 구성품 및 공력특성 모델을 반영한 6자유도 비행모의 프로그램이다. 하지만 3세대 대전차 유도무기와 같이 영상탐색기가 적용되는 경우 6자유도 비행모의만으로 다양한 조건 하에서의 체계 성능을 확인할 수 없다. 영상탐색기의 추적 성능은 표적의 대조비나 온도차뿐만 아니라 유도탄 거동에 따른 표적 위치 이격, 회전 등에 민감하게 반응하기 때문에 유도무기 개발 과정에서 영상 추적 성능과 유도탄 비행성능을 통합하여 분석할 수 있는 M&S 도구가 요구된다. 3세대 대전차 유도무기인 현궁 개발 과정에서는 형상 설계 단계부터 '합성영상 생성 S/W'-'영상추적기'-'비행모의 프로그램'을 연동한 통합비행 M&S 도구를 개발, 적용하였다. 통합비행 M&S 도구 기반으로 몬테카를로 시뮬레이션을 수행한 후 체계 주요 성능 지수, 즉 명중률 비교를 통해 적합한 형상을 선정하였다. 본 논문에서는 3세대 대전차유도무기 형상설계를 위한 고려요소와 함께 통합비행 M&S 방법론 및 분석 결과를 기술하였다.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 1999년도 하계학술대회 논문집 B
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• pp.569-572
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• 1999

This paper presents a method for designing an autopilot of the BTT missile using 2DOF Wiener-Hopf control technique to improve tracking performance. Linear controllers are designed based on the linearized models which are obtained from the nonlinear missile dynamic equations at various operating points. The gain scheduling technique is used to implement the final autopilot. A simulation on the flight of missiles is carried out through the use of 6DOF equation program including exact nonlinear equations of the missile and the variations of aerodynamic variables in order to check applicability of the suggested method in real situation.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권1호
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• pp.55-61
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• 2009

본 논문은 검증된 수직발사 유도탄을 모델로 고려하여 개발하려는 수직발사 유도탄의 추력을 예측하는 방법을 제안한다. 개발하려는 수직발사 유도탄의 추력을 예측하기위해 모델에 상사법칙과 Pi 이론을 적용하였다. 검증된 수직발사 유도탄의 6-DOF 프로그램에 기반한 예측 결과와 개발하려는 수직발사 유도탄의 모의시험 결과를 비교하여 제안된 방법의 타당성을 검증하였다.

• 전력전자학회:학술대회논문집
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• 전력전자학회 2000년도 전력전자학술대회 논문집
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• pp.61-65
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• 2000

In this paper We have developed the high-speed controller for haptic control. The proposed controller is based on the PCI/FPGA technology which can calculate the real position and transmit the force data to device rapidly. The haptic system is composed of 6DOF force display device high-speed controller. The developed system will be used on constructing the dynamical virtual environment. To show the efficiency of our system we designed simulation program of force-reflecting. As the result of the experiment we found that the controller has much higher resolution than some other controller It is so efficient in a 1 PC-based system with 1[kHz] haptic interrupt cycle.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1988년도 한국자동제어학술회의논문집(국내학술편); 한국전력공사연수원, 서울; 21-22 Oct. 1988
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• pp.614-619
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• 1988

In this paper, an arbitrary mission of a spacecraft from launch to orbit injection is investigated for some launch trajectories. Launch sites are selected arbitrarily from various locations in Korea. For this study, a general purpose simulation program is developed. In this program, the Earth is assumed to be a rotating ellipsold. The launch vehicle is treated as a 3-D, 6-DOF rigid body. The developed program has been evaluated by calibrating it to the 3-stage N-1 rocket developed in Japan and launched at Tanegasima. The simulated trajectory from the first-stage ignition to burnout of third-stage main engine is compared with the previously tested N-1 rocket trajectory in Japan. The result shows that the program works properly. Using the proven program, we have investigated possible launch locations in Korea, namely Marado, Sungsan and Kuryongpo. The problem of polar orbit injection is also examined.