• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2004년도 춘계 학술대회논문집
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• pp.27-34
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• 2004

In the Smart UAV Development Program, one of the 21c Frontier R&D Program, the tiltrotor has been studied as the concept of vehicle. The tiltrortor aircraft take-off and land in rotary wing mode like conventional helicopter, and cruise in fixed wing mode like conventional propeller airplane. For the conversion of the flight mode from helicopter to airplane, the nacelle located at wing tip has to be tilted from about 90 degrees of helicopter mode to about 0 degree of airplane mode. In this study, the aerodynamic characteristics of the wing with tilted nacelle is investigated using computation fluid dynamics technique. In order to feature out aerodynamic interferences between wing and nacelle, the flow calculations are conducted for the wing and the nacelle separately and for the combined geometry of wing and nacelle, respectively. Through this computations, not only the aerodynamic data-base for the wing-nacelle is constructed but also its contribution to the configuration design of the wing-nacelle is anticipated.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제4권1호
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• pp.137-146
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• 2001

According to the advanced development of Light Weight Torpedo, the overall items related with the parachute type and gore layout and air stabilizer of the parachute for fixed and rotary wing aircraft are described in this paper. Also, the drag-area which should satisfy the firing envelope, parachute inflation characteristics, stability of parachute and torpedo in airdropping, water entry impact on torpedo and parachute constituted the principle design factors. The important trial and errors occurred in the step of performance of the parachute for fixed and rotary wing aircraft are investigated and analyzed.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제15권2호
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• pp.45-51
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• 2021

In this study, we aim to eliminate the flickering phenomenon in multi-function display (MFD) units during the flight of fixed-wing aircraft. To execute flight missions effectively, the video signals transmitted to MFDs must provide information accurately and seamlessly. Therefore, a method for addressing the flickering phenomenon-including cause analysis and failure diagnosis-is adopted; specifically, a wiring configuration with a direct connection between the video signal cables and with a short cable length is adopted. The proposed method is experimentally verified using a flight test.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권7호
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• pp.499-507
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• 2019

고정익 항공기의 수학적 모델이 잘 알려져 있음에도 불구하고, 넓은 비행 영역에서 모델링 오차를 고려하여 설계 제어 성능을 달성하기 위한 다양한 연구가 있다. 본 논문은 레벤버그-마쿼트 알고리듬을 적용한 모델-참조 적응 제어 법칙과, 이를 이용한 고정익 무인항공기의 피치 자세 제어에 대한 연구를 소개한다. 또한 모델-참조 적응 제어의 기준 모델을 모델의 동특성에 기인하여 결정함으로써 성능지표를 제시한다. 설계한 적응 법칙의 성능은 시뮬레이션과 비행실험을 통해 검증했다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권2호
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• pp.344-351
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• 2017

This paper presents a method to estimate steady wind and airspeed bias error using an aircraft with GPS and airspeed sensor. The estimation uses the vector relation between the inertial, air, and wind velocities through a novel design of an extended Kalman filter. The observability analysis is also presented to show that the aircraft is required to keep changing its flight direction for the desired observability. The feasibility and performance of the proposed algorithm is demonstrated through simulations and flight experiments.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권12호
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• pp.1217-1224
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• 2009

고정익 항공기가 3차원의 복잡한 경로를 추종하기 위해 필요한 비교적 간단하며 효과적인 유도 제어 방법을 제시한다. 소개되는 방법은 비선형 경로 추종 유도 기법을 외부 루프로 사용한다. 외부 루프는 원하는 경로와 함께 항공기의 현재 위치와 속도를 바탕으로 비행 경로를 변화하기 위한 가속도 명령을 생성한다. 가속도 명령은 중력과 벡터적으로 결합되어 Specific Force Acceleration을 만든다. 이렇게 생성된 Specific Force Acceleration은 내부 루프를 위한 명령으로 쓰이는데, 이는 항공기가 가속도 자체보다는 Specific Force Acceleration을 더 직접적으로 제어할 수 있기 때문이다. 나아가 배면 비행이나 Slow Roll, Knife-Edge 등과 같은 옆미끄럼짐 기동을 하기 위해 필요한 롤 자세 제어 기법도 제시한다. 마지막으로 표준이 되는 여러 가지 곡예비행 경로들에 대한 시뮬레이션을 수행함으로써 제시된 기법의 성능을 검증한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권1호
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• pp.31-39
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• 2013

본 논문에서는 고정익항공기와 회전익 항공기의 장점을 결합시킨 신개념 복합형 무인항공기인 QTW(Quad Tilt Wing)의 종축 동특성을 연구한 결과를 기술하였다. 설계된 QTW 무인항공기는 Tandem Wing 형상을 가지며 각 주익의 끝단에는 프로펠러를 구동하는 모터를 장착하였다. 비행역학적 분석을 위해 모멘텀 이론을 이용해 추력을 계산하였으며, 틸트 각도에 따른 프로펠러의 Slip stream에 의한 양력과 항력을 고려한 비선형 모델링을 구축하였다. 또한 트림분석을 통해 설계된 비행체가 적절한 비행속도 대비 틸팅각을 가짐을 보여주었으며, 각 트림 점에서의 성분별 힘을 분석하였다. 각 비행 모드의 선형모델 고유치 분석하여 동적 특성을 분석하였으며 고정익모드로 전환됨에 따라 안정한 부분으로 극점이 이동함을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권5호
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• pp.50-56
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• 2005

본 연구에서는 착륙 접근시 단일엔진 고장 분석 및 비행전이 해석을 통하여 수직이착륙기에서 요구하는 최적의 엔진추력과 날개하중비를 구하고자 한다. 항공기 해석 모듈들은 기존의 항공기 통합 사이징 프로그램을 기반으로 하고 있으며, 항공기 설계 및 해석을 하나로 묶는 컴퓨팅 체계 구축은 사용자 용도에 맞게 주문 제작이 용이한 반 완성 프로그램인 EMDIOS를 설계프레임웍으로 사용하였다. 시뮬레이션 결과, 고도 40 ft 근처가 단일엔진고장시 가장 위험한 영역임을 확인할 수 있었으며, 비행전이 영역에 대한 파라메타 연구를 통하여 엔진 추력은 클수록, 반면에 엔진틸트각 회전속도와 날개 하중비는 작을수록 비행전이시의 고도 상실이 작아짐을 알 수 있었다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제16권1호
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• pp.70-80
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• 2022

공중급유 능력은 항공기의 임무시간 증대와 운용영역 확장을 제공함에 따라 많은 군용기에 적용 및 운영되어왔다. 피급유기가 지정된 급유기로부터 공중급유를 받기 위해서는 기술 및 운용호환성평가를 통해 공중급유허용을 확보해야 한다. 적합성 평가에는 공중급유 조종성, 기능성, 연료, 조명시스템 평가를 포함하고 있으며 비행시험을 통해 최종 검증된다. 그러나 한국에서는 신규개발항공기에 대한 공중급유 적합성 평가를 수행한 사례가 없기 때문에 시험 요구도, 범위 및 프로그램 규모를 결정하기 위한 경험이 없는 상황이다. 본 논문에서는 공중급유 유형 소개와 한국 공군에 도입된 Boom & Receptacle 시스템에 대한 고정익 항공기 공중급유 FCS (Flight Control System) OFP (operational flight program) 검증, 시스템 검증 및 영역 허용 관련 공중급유 비행시험 방법을 연구하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제13권1호
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• pp.74-89
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• 2012

An adaptive backstepping controller is designed for the automatic landing of a fixed-wing aircraft. The backstepping control scheme is adopted by using the nonlinear six degree-of-freedom dynamics of the aircraft during the landing phase. The adaptive law is integrated along with the backstepping controller in order to estimate the aircraft modeling errors as well as the external disturbance. The dynamic constraints of the states and the actuator inputs are taken into account in the parameter adaptation. This is done to prevent an aggressive adaptation and to provide reliable control commands. Numerical simulations were performed to verify the performance of the proposed control law for the landing of the aircraft with the presence of gust and actuator stuck.