• 한국항행학회논문지
• /
• 제14권5호
• /
• pp.596-603
• /
• 2010

본 논문에서는 비행 경로각을 이용하여 비행시간과 충돌각을 동시에 제어하는 호밍 유도법칙을 제안한다. 독립변수를 기존의 비행시간에서 유도탄 비행궤적의 비행 경로각으로 바꿔 비선형 모델을 구성한다. 제안한 호밍 유도법칙이 종말 종속 충돌각과 비행시간 제어가 가능하며, 목표물에 정확히 도달하는 것을 보여준다. 시뮬레이션을 통해 제안한 유도법칙의 성능을 확인한다.

• 한국항공운항학회지
• /
• 제30권4호
• /
• pp.92-97
• /
• 2022

In the Aviation Safety Act, the part about fatigue management of Flight dispatcher was added as an amended law. Prior to the amendment of the Act, the regulations on fatigue of flight dispatcher governed by the FOM approved and reported by airlines according to the Ministry of Land, Infrastructure and Transport, but were enforced by law from June 9, 2021. In this study, the scope and work type of flight dispatchers are checked, and unlike flight attendants, it is intended to consider legal working hour management measures for flight dispatchers according to the enforcement of the fatigue management act.

• 제어로봇시스템학회논문지
• /
• 제10권2호
• /
• pp.139-144
• /
• 2004

The flight control system designed for an unmanned airship, which is under development by KARI, is in reduced. First, the dynamic characteristics of the airship are addressed, which are fairly different from those of the nominal aircraft. In order to implement autonomous flight for the unmanned airship, flight control logic is designed including autopilot and guidance law. The autopilot is designed under consideration of the velocity region of the unmanned airship. The guidance laws are implemented in main operational modes such as point navigation, station keeping and spiral up/down for emergency return. Their simulation results are also presented in order to validate performances of the flight control system.

• 제어로봇시스템학회논문지
• /
• 제16권5호
• /
• pp.498-509
• /
• 2010

In this paper, a waypoint guidance law Line Tracking algorithm is designed for testing an Unmanned Airship. In order to verify, we develop an autonomous flight control and test system of unmanned airship. The flight test system is composed FCC (Flight Control Computer), GCS (Ground Control System), Autopilot & Guidance program, GUI (Graphic User Interface) based analysis program, and Test Log Sheet for the management of flight test data. It contains flight test results of single-path & multi-path following, one point continuation turn, LOS guidance, and safe mode for emergency.

• 제어로봇시스템학회논문지
• /
• 제10권2호
• /
• pp.131-138
• /
• 2004

Automatic flight control system (AFCS) for a low-cost unmanned aerial vehicle is described in this paper. Development process and block diagram of the AFCS are introduced. The flight control law for longitudinal and lateral channel autopilot is designed using optimization process. In this procedure, the performance index is composed of desired location of closed loop system poles and H$_2$norm of the resultant flight control system. This procedure is applied to the autopilot design of an unmanned target vehicle. Performance of the AFCS is evaluated by processor-in-the-loop simulation test and flight test. These results show that the AFCS has acceptable performance fur low cost UAV.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
• /
• 제9권1호
• /
• pp.162-168
• /
• 2008

A design objective for variable stability flight control system is to develop a controller of in-flight simulation capability that forces the aircraft being flown to follow the dynamics of other aircraft. This paper presents a model-following variable stability control system (VSS) for in-flight simulation which consists of feedforward and feedback control laws, the aircraft dynamic model to be simulated, and switching and fader logics to reduce the transient effect between two aircraft dynamics. The separate design techniques for feedforward and feedback control law proposals are based on model matching and augmented linear quadratic (LQ) techniques. The system allows pilots to select and engage VSS mode, and when deselected, the aircraft reverts to the baseline flight control system. Both the baseline flight control laws and VSS control laws are computed continuously during flight. Initialization of the state values are necessary to prevent instability, since VSS control laws have integrators and filters in longitudinal, and lateral/directional axes. This paper demonstrates and validates the effectiveness and quality of VSS with F-16 models embedded in T-50 in-flight simulation aircraft.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제40권8호
• /
• pp.678-687
• /
• 2012

우천, 안개 낀 날씨 및 먼지 등에 의해 시계가 확보되지 않는 비행 환경에서의 헬리콥터의 안정성(stability) 및 비행성(flying quality)을 향상시키기 위해 모델 역변환 제어(Model Inversion Control) 방식의 전자식 비행제어시스템(Fly-By-Wire Flight Control System)의 적용은 필수적이다. 선진 항공사인 미국의 Bell-Sikorsky사와 유럽 컴소시움인 NHI(NH Industries)사는 FBW 비행제어시스템을 V-22와 NH-90의 헬리콥터 양산에 적용한 바 있다. 본 논문에서는 BO-105 모델을 기반으로 CONDUIT(Control Designer's Unified Interface)을 활용하여 제자리 비행영역에서 모델 역변환 비행제어법칙을 설계하였으며, 헬리콥터 비행조종성 국제규격인 ADS-33E-PRF을 기준으로 평가하였다. 설계된 비행제어법칙을 CONDUIT과 HETLAS(HElicopter Trim Linearization And Simulation)를 기반으로 평가한 결과, ADS-33E-PRF에서 제시하고 있는 예측 조종성(predicted handling quality) 규격에 대해 비행조종성 Level 1을 만족시킬 수 있었다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
• /
• 제9권1호
• /
• pp.31-41
• /
• 2008

This paper deals with the energy saving problem of the follower aircraft in the loose leader-follower formation geometry in which the lateral separation between formation members is more than a wingspan of the leader aircraft. This formation geometry offers no drag benefit, but has a strategic advantage. In the case of loose formation flight, the follower aircraft usually consumes more energy than the leader aircraft because the follower aircraft should use more thrust to maintain given formation geometry, especially during the turning phase from the outside of the leader"s flight path or join-up phase. A formation control scheme based on the energy maneuverability is proposed in this paper. To design the proposed control law, the velocity command is designed using feedback linearization for the horizontal formation geometry and then coverts it to the altitude command using the energy equation. Numerical simulation is performed to verify the effectiveness of the proposed controller.

• 한국항행학회논문지
• /
• 제10권4호
• /
• pp.299-305
• /
• 2006

두루미-II는 다목적 Test bed 항공기로서 개발되었으며, 일반적인 항공기의 비행동역학을 만족한다. 두루미-II의 비행시험 자료를 획득하기 위한 시스템이 탑재되어 있으며, 자동비행이 가능하도록 설계되었다. 본 연구에서는 두루미-II 조종시스템의 작동 순서를 설명한다. 분할된 조종면과 비행시험을 위해 요구되는 프로그램을 설명한다. 또한, 새로운 방법을 통한 정확한 조종입력을 인가하는 방법을 설명한다. 새로운 조종입력을 통한 비행시험 결과를 해석한다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제33권10호
• /
• pp.60-67
• /
• 2005

현대의 고성능 전투기는 한계받음각 내에서 적절한 조종성(Controllability) 및 안정성(Stability)을 확보하고 있어야 한다. 고받음각에서 항공기가 이탈에 진입할 수 있는 한계값은 항공기 형상설계에 직결되는 문제이다. 하지만 현대의 고성능 전투기는 전기식 비행제어계통(Digital Fly-By-Wire Flight Control System)을 사용하여 고받음각 제어법칙을 설계함으로써 한계값 내에서 항공기의 안정성을 보장하고 있다. 현재, T-50 세로축 고받음각 제어법칙에는 (+)한계받음각 이상으로의 비행을 제한하는 받음각 제한기(Angle of Attack Limiter)가 설계되어 있다. 그러나 (-)한계받음각 이상으로 비행을 제한하는 받음각 제한기는 설계되어 있지 않아, 조종사의 과도한 (-)세로축 기동에 대해 항공기가 이탈에 진입할 수 있다. 그리고 T-50 비행시험에서 PA에서 과도한 (+)세로축 기동 시, 받음각(Angle of Attack)이 현재 설계되어 있는 한계받음각을 초과하는 문제점이 발생하였다. 본 논문에서는 고받음각 제어법칙을 일부 수정하여 한계받음각 내에서 항공기의 세로축 조종성능을 향상시키고, 항공기 안정성을 확보할 수 있는 제어법칙에 관한 연구를 수행하였다.