• 문화기술의 융합
• /
• 제8권3호
• /
• pp.477-483
• /
• 2022

비행 시뮬레이터는 조종사들이 다양한 상황에 능숙하게 대처하고 비행감을 느낄 수 있도록 해주는 장치로 현대 항공 분야에서 과학화 훈련에 관한 관심이 증가함에 따라 항공 훈련기관에서는 시뮬레이터를 개발 및 운용하는 사례가 증가하고 있다. 이에 본 연구에서는 상용 비행 시뮬레이터 프로그램과 모션 프로그램을 활용하여 모션 기반 헬리콥터 시뮬레이터를 개발하는 과정에 관하여 기술하였다. 연구 과정에서 선행연구를 통하여 헬리콥터 비행교육의 특수성과 모션 시뮬레이터의 긍정적인 효과를 확인하였으며, 모의비행훈련장치에 대한 구성과 현행 규정을 파악하고 헬리콥터 모션 시뮬레이터를 개발하는 과정에서 모션 시스템의 설계와 프로그램에 관하여 연구하였다. 시뮬레이터의 시스템 설계와 구조설계를 바탕으로 모션 프로그램을 설정하고 비행 시뮬레이터로부터 수신되는 데이터를 식별하여 예상 작동 형상을 확인하였다. 우리는 본 연구를 통해 모션 기반 헬리콥터 시뮬레이터를 완성하여 조종사 훈련에 긍정적인 기대효과를 마련하고자 한다.

• 한국컴퓨터정보학회논문지
• /
• 제23권8호
• /
• pp.17-23
• /
• 2018

In this paper, we implemented a flight posture simulator that intuitively understands aircraft flight posture and visualizes the principle of motion. The proposed system operates the 6 - axis motion platform according to the change of the navigation information and transmits the flight attitude to the simulator using the gyro sensor. A gyro sensor and an acceleration sensor are used together to analyze the attitude of the aircraft. The reason is that the gyro sensor has a cumulative error in the integration process. And the accelerometer sensor was compensated by using the complementary filter because noise was serious due to short term vibration. Using the compensated sensor information, the motion platform is operated by calculating the angle to be transmitted to the 6-axis motor. And visualization result is implemented using OpenGL. The results of this study can be used as teaching materials for students related to aviation in the future.

• 한국항행학회논문지
• /
• 제27권2호
• /
• pp.155-161
• /
• 2023

비행착각(Vertigo)이란 공간상에서 헬리콥터의 위치, 자세, 움직임 등과 관련된 인지가 부족한 상태를 일컫는다. 짙은 안개 속이나 야간비행 등, 지평선이 보이지 않는 상황에서 비행할 때 비행착각에 빠지기 쉽고 시야가 넓더라도 구름 모양이나 바람 등 기상 조건, 지상물의 상태 등 시각적인 원인, 기체의 자세나 중력가속도의 변화 등과 같은 감각적인 원인에 의해 빠지기도 한다. 조종사 비행 훈련에 있어 지각 및 감각을 요구하는 헬리콥터 비행 훈련의 특수성에 따라 조종사 훈련을 위해 기존의 상용 비행 시뮬레이터 프로그램에 6축 모션 시스템을 적용한 모의비행훈련장치 모션 시스템의 설계와 프로그램에 관하여 연구하였다. 본 연구를 통해 제작된 모션 기반 헬리콥터 시뮬레이터를 활용하여 조종사의 훈련에 활용할 경우 기존에 활용되던 시각 기반 모의비행훈련장치에서 높은 성과를 확인할 수 없었던 비행착각 예방에 긍정적인 효과가 나올 것으로 예상된다.

• 대한전기학회:학술대회논문집
• /
• 대한전기학회 2004년도 하계학술대회 논문집 A
• /
• pp.117-119
• /
• 2004

An optimal flight motion simulator path generation method is proposed for hardware in the loop simulation of high maneuverable missile. The proposed method consists of open loop and closed loop path calculation algorithm based on the energy optimal control strategies. The optimal angle command is able to protect the simulator from high acceleration shock at initial control phase.

• 대한인간공학회지
• /
• 제16권1호
• /
• pp.97-105
• /
• 1997

An aircraft simulator for ergonomics testing and pilot training was developed from the joint work Agency for Defense Development(ADD) and Daewoo Heavy Industry, LTD, in Korea at first time. It is basically to satisfy the requirements established by FAA-AC-120-40C ( 1995-JAN-26). The aircraft simulator will be used mainly for ergonomics testing and pilot training for basic trainer on ADD and Korea Air Force in near futrue. This simulator reproduces faithfully the cockpit and flight characteristics of the KTX-1 aircraft. It is one of the latest full flight simulators that have the CGI(computer graphic image) visual system and six degree of freedom motions system. Development efforts focused on user-oriented design approach for ergonomics testing and flight training of pilots. Main characteristics of each subsystem are described such as cockpit, instruments, control loading system, motion system, visual system, aural system, instructor operation station and aircraft simulation softwear.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제37권10호
• /
• pp.992-997
• /
• 2009

본 논문에서는 제한된 센서 조건에서 유도탄 동체의 각속도를 계산하는 법을 보이고 Flight Motion Simulator(FMS)를 이용한 각속도 계산식 검증을 다룬다. 일반적으로 유도탄 동체의 각속도는 동체에 탑재하는 각속도 자이로를 이용하여 측정하지만, 유도탄 동체에 탑재하는 관성 센서 중에 피치와 요 각속도 자이로가 없는 제한된 센서 조건을 가정한다. 이와 같은 제한된 센서 조건에서 김블 탐색기 자이로, 동체의 롤 각속도 자이로, 김블의 자세 측정값 및 자세 변화율을 이용하여 유도탄 동체의 각속도를 계산할 수 있음을 보인다. 제안한 각속도 계산식을 검증하기 위하여 FMS를 이용한 실험을 수행하였다.

• 대한전기학회논문지
• /
• 제43권4호
• /
• pp.638-647
• /
• 1994

This paper describes the real time Hardware-In-the Loop Simulation(HILS) that is an efective tool for design, testing and performance evaluation of the guidanc eflight system. The real time HILS was performed by using a 3-axis flight motion simulator, real time computer, I/O system and flight control system hardware along with the assumed flight trajectory of the guidance flight system. Also, we proved the validity of the real time HILS is the guidance flight system by comparing its simulation results with the software simulation data and telemetry data.

• 제어로봇시스템학회논문지
• /
• 제5권2호
• /
• pp.237-247
• /
• 1999

Flight parameters of a light aircraft in normal category named ChangGong-91 we identified from flight tests. Modified Maximum Likelihood Estimation (MMLE) is used to produce aerodynamic coefficients, stability and control derivatives. A Flight Training Device (FTD) has been developed based on the identified flight parameters. Flat earth, rigid body, and standard atmosphere are assumed in the FTD model. Euler angles are adapted for rotational state variables to reduce computational load. Variations in flight Mach number and Reynolds number are assumed to be negligible. Body, stability and inertial axes allow 6 second-order linear differential equations for translational and rotational motions. The equations of motion are integrated with respect to time, resulting in good agreements with flight tests.

• 한국군사과학기술학회지
• /
• 제13권4호
• /
• pp.708-715
• /
• 2010

In Strapdown Inertial Navigation System, alignment accuracy is the most important factor to determine the performance of navigation. However by an existing self-alignment method, it takes a long time to acquire the alignment accuracy that we want. So, to attain the desired alignment accuracy in as little as $\bigcirc$ minutes, we have developed the precise multi-position alignment method. In this paper, it is proposed a inertial measurement matching transfer alignment method among alignment methods to minimize the alignment error in a short time. It is based on a mixed velocity-DCM matching method be suitable to the operating environment of vertical launching system. The compensation methods to reduce misalign error, especially azimuth angle error incurred by measurement time-delay error and body flexure error are analyzed and evaluated with simulation. This simulation results are finally confirmed by experimentations using FMS(Flight Motion Simulator) in Lab and the integration test to follow the fire control mission.

• 한국항공운항학회지
• /
• 제17권1호
• /
• pp.9-16
• /
• 2009

The analysis of an aircraft flight dynamics is recently very convenient because of the introduction of state-space method and a well-developed package software. The representation of a dynamic system is described as a simple form of matrix calculation and the unique form of model is available for the linear or nonlinear, time variant or time invariant, mono variable or multi variable system with state-space method. And this analysis can be simplified with the specific functions of a package software and it is very simplified to execute the simulation of the dynamic characteristics for an aircraft model with an interactive graphical treatment. The purpose of this study is to develope an educational flight simulator for the students who need to analyze the dynamic characteristics of an aircraft that is primarily to execute the simulation for the analysis of the transient response and frequency response of an aircraft stability. Furthermore the dynamic characteristics of an aircraft motion is set up as dynamical animation tool for the control response on 3-axis motions of an aircraft.