• Advances in aircraft and spacecraft science
• /
• 제4권1호
• /
• pp.65-80
• /
• 2017

Small aircrafts, Unmanned Aerial Vehicles (UAVs), are used especially for military purposes. Because landing fields are limited in rural and hilly places, take-off or landing distances are very important. In order to achieve a short landing or take-off distance many parameters have to be considered, for instance the design of aircrafts. Hence this paper represents a better design to enlarge the use of fixed wing aircrafts. The document is based on a live and simulated experiments. The various components of designed aircraft are enhanced to create short take-off distance, greater lift and airflow without the need for proper runway area. Therefore, created aerodynamics of the remotely piloted aircraft made it possible to use fixed wing aircrafts in rural areas.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제36권2호
• /
• pp.105-114
• /
• 2008

본 연구에서는 고정익과 회전익의 두 가지 모드로 운용되는 canard rotor wing(CRW) 항공기에 대한 사이징과 성능해석 프로그램이 개발되었다. 개발된 프로그램은 기존의 항공기 데이터를 이용하여 각 모드에 대한 검증을 수행하였고 정찰 임무형상에 대해 최적설계 문제를 정의하였다. canard rotor wing의 로터 최적화를 위해 고정익 모드와 회전익 모드에 대해 가중치를 이용한 다중목적함수를 구성하였다. 6개의 서로 다른 가중치와 설계제약조건에 대해 최적설계가 수행되었고 그 결과 개선된 로터형상을 도출하였다.

• 한국항공운항학회지
• /
• 제12권2호
• /
• pp.59-70
• /
• 2004

Most of studies on aircraft accidents have been conducted mainly for fixed-wing aircraft, while the studies on helicopter accidents have been done less even though the helicopter accidents occurred quite more than those of the fixed-wing. There are lots of differences between helicopter and fixed-wing accidents, in aspect of causes and occurrence of accidents as well as aerodynamics and operation. In Korea, helicopter accidents have occurred 2 or 3 times annually since 2000, while the number of fixed-wing aircraft accidents has been reduced considerably. The goal of this study is to solve the present safety problems in helicopter accidents by reviewing the characteristics of past accidents and comparing differences between two types of aircraft.

• 공학교육연구
• /
• 제17권5호
• /
• pp.17-22
• /
• 2014

Unmanned aerial vehicles (UAVs) that have been recently commercialized can largely be divided into fixed-wing aircraft and rotor aircraft by their styles and flight characteristics. Although the fixed-wing aircraft represents higher power efficiency, higher speed, longer flight distance and larger loading weight than the rotor aircraft, they have a disadvantage of requiring a space for take-off and landing. On the other hand, the rotor aircraft can implement vertical take-off and landing (VTOL) and represents various flight modes (hovering, steep bank turns and low-speed flights). But they require both precision take-off control and attitude control. In this study, we used a quad-tilt rotor UAV to combine advantages in both the fixed-wing aircraft and the rotor aircraft. The quad-tilt rotor (QTR) system was designed and constructed by adding a tilt device with a servo motor to a general quad-rotor vehicle.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제33권2호
• /
• pp.22-31
• /
• 2005

본 연구에서는 회전익 항공기의 수직 이/착륙 성능과 고정익 항공기의 고속/고효율 순항 비행 성능을 모두 가지는 Canard Rotor/Wing 항공기 최적 형상설계를 수행하였다. CRW 항공기의 특징인 로터/날개 가변 방식과 로터 회전 시 팁 제트를 통하여 회전력을 얻는 점 때문에 기존의 회전익 또는 고정익 사이징 프로그램만으로는 바로 적용이 어렵고 Reaction Driven 로터에 대한 해석 모듈의 추가와 회전익/고정익 비행 모드 해석이 혼합되어야 한다. 따라서 기존의 사이징 프로그램을 바탕으로 로터 성능, 덕트 유동, 엔진 유동 해석 코드를 연결하여 Reaction Driven 로터 성능 해석이 가능하게 하였으며, 비행체 외형상 특징과 임무별 비행특징이 반영되도록 사이징 프로그램을 개발하였다. 1500 lbs급 소형 무인기에 대하여 비행체 사이징을 수행하고 성능에 크게 영향을 미치는 설계변수를 파악하여 최적화 문제를 구성하였고 전역적 최적화 기법을 이용하여 최소 중량을 가지는 CRW 항공기의 최적형상을 도출하였다.

• 한국항공운항학회지
• /
• 제19권1호
• /
• pp.1-6
• /
• 2011

The free-wing tilt-body aircraft is researched in the flight performance characteristics such as short take-off and landing capability, and reduced sensitivity to gust and center of gravity (CG) change. Due to the main wing separating from the fuselage, the high tiltable empennage, and the stub-wing strongly influencing from the propeller wake, the resulting vehicle aerodynamics and flight dynamics are quite different from those of a conventional fixed-wing aircraft. Using the governing flight dynamics model was studied previously, all of speed and body tilt angle is simulated to determine the flight envelope by a non-linear 3-DOF flight simulation analysis. Though flight performance and trimmability are studied, the flight model of free-wing tilt-body aircraft is to reduce the hidden risk and to achieve the successful flight test. It is analyzed the flight characteristics that distinguishes free-wing tilt-body aircraft from the conventional aircraft.

• 한국군사과학기술학회지
• /
• 제22권3호
• /
• pp.408-415
• /
• 2019

Basically the dynamics of the fixed-wing aircraft is based on the airspeed which is relative to the wind, but when it comes to the track guidance and control, ground speed is the factor to be considered. Especially in the case of low-speed fixed-wing unmanned aerial vehicles the difference between the airspeed and the ground speed is significant depending on wind conditions, so that the heading control and the course control have to be designed separately. This paper represents the course control method using the pre-designed heading control gains which meet the desired characteristics. Also, waypoint guidance and control algorithms are suggested applying this control method. Finally the robustness of the proposed method is confirmed by 6-DoF nonlinear simulation.

• 한국항공운항학회지
• /
• 제19권4호
• /
• pp.1-5
• /
• 2011

The free-wing tilt-body aircraft is researched in the flight performance characteristics for center of gravity (CG) change. All of speed, body tilt angle and center of gravity change are simulated to determine the flight envelope by a non-linear 3-DOF mathematical model. In flight, this aircraft configuration changes by the tiltable empennage. Then, flight dynamics distinguishes from those of a conventional fixed-wing aircraft. Though flight performance and trimmability are studied by CG change, the flight model of free-wing tilt-body aircraft is to reduce the hidden risk and to achieve the successful flight test. It is analyzed the flight characteristics by CG change that distinguishes free-wing tilt-body aircraft from the conventional aircraft.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제45권6호
• /
• pp.455-462
• /
• 2017

지금까지, 고속 비행과 수직이착륙의 장점을 갖는 비행체에 대한 많은 연구가 있었다. 최근 대중화된 멀티콥터 형태의 드론은 수직이착륙과 다루기가 쉬운 장점을 가지나, 수십 Km 이상의 장거리 임무에는 적합하지 않다. 이에, 본 연구에서는 다수의 프로펠러를 고정익에 결합한 복합형 시제기를 설계 및 제작하였다. 복합형 시제기는 멀티콥터와 고정익의 단순한 결합이 아닌, 멀티콥터의 다수 프로펠러가 자세제어를 수행하여 고정익의 조종면을 대신할 수 있도록 설계하고 비행시험을 통해 자세제어 성능을 확인하였다. 복합형 시제기의 자세제어 성능을 유사급 고정익 비행체와 비교한 결과 다수 프로펠러 기반 자세제어의 성능이 고정익 비행체의 자세제어 성능과 유사한 성능을 보였다.

• 한국항행학회논문지
• /
• 제25권5호
• /
• pp.336-343
• /
• 2021

항공전자시스템은 항공기의 뇌와 신경, 오감에 해당하는 것으로 비행 및 임무를 수행하기 위해 통신/식별/항법/무장/시현 계통의 항공기 탑재 전자장비로 구성된다. 비행체 체계에서의 비중이 50%에 육박하며, 4차 산업혁명 기반 기술이 발전됨에 따라 중요도 및 비중이 증가되는 추세이다. 항공기의 개발 소요시기에 따라 개발 기간은 점점 단축되고 있으며 항공전자시스템 통합 및 검증을 위한 안정적인 항공용 SIL의 적기 개발이 반드시 필요하다. 본 논문에서는 기존 항공용 SIL을 프레임워크 기반의 항공용 SIL로 대체하기 위한 방안을 제안한다. 그리고 대체 적용한 결과를 바탕으로 항공용 시뮬레이션 모델 프레임워크의 성능을 평가한다.