• 한국항공운항학회지
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• 제20권2호
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• pp.1-6
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• 2012

Four dimensional(4-D) trajectory modeling is conducted based on flight plan. The flight plan is divided into several segments which represent certain operating flight modes. Thrust, drag and fuel consumption rate of an aircraft are calculated using BADA provided by Eurocontrol. The trajectory is modeled with the rate of climb/descent calculated with Total-Energy Equation. The simulation results with a typical aircraft and its flight plan indicate that the trajectory modeled corresponds well with the suggested flight plan. The performance profiles including total endurance time and time history for speed, thrust, drag and fuel consumption were also appropriately generated.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제17권4호
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• pp.430-435
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• 2014

This paper presents the case study of the airworthiness certification for the flight control system of tactical UAV. Airworthiness regulations for flight characteristics and design and construction based on the STANAG 4671 are selected, and safety assessment is performed. Stall protection on wing level and turning flight criteria, and flap interconnection system failures were analyzed and applied to the flight control system design. The Hardware-in-the-loop simulation including math model, integrated system verification and validation test and failure mode and effects test were also performed and they are used to validate the means of compliance of the proposed airworthiness.

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

• International Journal of Aerospace System Engineering
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• 제2권2호
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• pp.50-53
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• 2015

It would encounter some complicated flow fields, such as transition, separation, reattachment and disturbances, in the hypersonic flight. Thus, it is difficult to theoretically analyze the hypersonic aerothermodynamics effects, so that the ground-test simulation is thought of as one of the most important methods to improve the understanding level of the hypersonic aerothermodynamics. However, the aero-heating tests could not simulate all aerodynamics and geometry parameters in the real flight due to the differences between the experimental environments supplied by the ground facilities and the flight, so that the feasible technique for the ground-test simulation of the hypersonic aerothermodynamics effects is required to be advanced. The key parameters that are especially required to simulate for aero-heating tests are analyzed and one detailed approach is suggested to perform the experimental investigation on the hypersonic aero-heating effects in the ground facilities in this paper, and the tests are performed in the FD-20 gun tunnel of CAAA (China Academy of Aerospace Aerodynamics) to give out the data which could be used to confirm the equation from the theoretical analysis.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권6호
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• pp.548-555
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• 2007

기존의 헬리콥터 모델링은 주로 많은 가정들을 통한 수식 전개에 의존해 왔기 때문에 모델링이 어렵고, 특정 구간에서만 활용 가능하며, 모델링 구성이 바뀌면 많은 수정이 거쳐야 한다는 단점들이 제기되어 왔다. 본 연구에서는 다물체 동역학 기법을 적용한 헬리콥터 시뮬레이션 프로그램을 개발하여 AH-1 헬리콥터에 대한 모델링을 수행하였고, 또한 시뮬레이션 결과를 비행 시험 데이터 및 상용 헬리콥터 시뮬레이션 분석 도구인 FLIGHTLAB과 비교하여 그 가능성을 확인해 보았다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권9호
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• pp.88-93
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• 2003

본 논문은 헬리콥터용 시뮬레이션 프로그램 개발에 관한 연구이다. 일반적으로 헬리콥터 비행시뮬레이션에 사용되는 수학모델은 고 충실도를 가져야 한다. 그러므로 시뮬레이션을 실행할 때 보다 정교하 공력 모델이 필요하게 되며, 계산시간이 많이 걸린다. 어떠한 특수 목적을 수행하는 UAV 비행제어시스템에서는 제어기를 설계할 때 사용되는 선형모델을 비선형모델로부터 얻는 시간을 최소화 하는 것이 중요하다. 이와 같은 목적을 달성하기 위한 첫 번째 단계는 실제로 헬리콥터 동특성을 잘 나타내는 비선형 모델을 완성하는 일이다. 두 번째 단계는 비선형방정식으로부터 특정 비행조건에 맞는 트림값을 계산하는 것이다. 그리고 나서 수치적인 방법으로 안정미계수와 조종미계수를 계산하여 특정 비행 상태 조건에 부합하는 선형모델을 구한다. 이러한 과정을 편리하게 처리하는 프로그램을 MATLAB GUI를 사용해서 개발하였다. 이 논문에서 제안된 방법은 기존의 실물크기 모델헬리콥터 시뮬레이션 방법에 비해 간략화된 것이다. 따라서 선형모델을 얻기까지의 연산시간이 짧아서 무인헬리콥터의 비행제어시스템을 설계하는데 유용할 것이다.

• 한국항행학회논문지
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• 제28권1호
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• pp.15-20
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• 2024

소형 무인항공기의 활용 분야가 군사용 및 민수용으로 확장됨에 따라 운용 안전성 및 공역의 경제 효율적 이용을 위한 연구의 필요성이 증가하였다. 본 연구에서는 저고도에서 비행하는 소형 무인항공기의 안전 운용을 위한 최소 분리 거리 산출을 수행하였다. 최소 분리 거리 산출에는 소형 무인항공기의 총 시스템 오차 분석이 필요하므로 민감도 분석을 통해 비행 기술 오차 요인을 선별하였다. 소형 무인항공기의 비행 데이터는 실제 소형 무인항공기의 비행 제어기와 비행 시뮬레이션 프로그램을 연동하여 획득하였다. 이를 기반으로 소형 무인항공기의 운용 시나리오를 설정하고 각 시나리오의 최소 분리 거리를 산출하였다. 이를 통해 실제 무인 소형 무인항공기의 안전 운용에 필요한 최소 분리 거리 산출치의 활용 방법을 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권9호
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• pp.709-719
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• 2021

최근 들어 비행 시뮬레이션 기술의 정확도 향상과 기술의 발전으로 실제 비행시험 횟수를 줄이고 시뮬레이션으로 비행 안전과 인증을 확인하는 가상 인증이 확대되는 추세에 있다. 고신뢰도의 비행 시뮬레이션을 위해서는 고정밀도의 공력 데이터를 다양한 받음각과 마하수, 옆 미끄럼각 범위에서 구성해야 한다. 본 연구에서는 정밀한 공력 데이터베이스의 구축을 위해 최적 설계에 주로 사용되는 다양한 데이터 융합 기법의 하나인 Gaussian Process(GP) 기반의 변형 정밀도 모델링(VFM, Variable Fidelity Modeling) 기법과 Adaptive Sampling 기법을 결합하여 개선 변형 정밀도(Improved VFM) 기법을 제안하였다. Case study로 F-16 전투기를 선정하고 고정밀도 데이터의 종류에 따라 4개의 Case를 분류하여 각각의 오차와 정확도를 확인하였다. 여기에 본 연구에서 제안하는 개선 VFM 데이터 융합 기법을 적용하여 고정밀 공력 데이터 사용 횟수를 최소화함으로써 그 유용함을 확인할 수 있었다. 또한, Gliding, Short Term Pitch Response, Roll Mode 기동에 대한 실제 실험 데이터 대비 항공안전 인증 요구 만족 여부를 확인하였다. 이를 통해 개선 변형 정밀도 모델링을 사용한 고정밀도 시뮬레이션의 가상 인증 적용 가능성을 확인하였다.

• 한국멀티미디어학회논문지
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• 제19권8호
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• pp.1371-1376
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• 2016

In this paper, an iterative method is proposed to perform attenuation correction and image reconstruction simultaneously for positron emission tomography, by using the time-of-flight information. Numerical simulation results are presented to demonstrate an improved performance of the proposed method in attenuation correction and image reconstruction.

• 전자공학회논문지CI
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• 제48권6호
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• pp.149-157
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• 2011

본 논문에서는 DPCM 기반의 새로운 비행데이터 전송방법을 제안한다. LRU에서 MC로 전송되는 비행데이터의 양은 항공기의 성능향상과 기능의 다양화로 인해 크게 증가되었다. 이는 MC에서 요구되는 Hard Real-Time 조건을 만족시키기 어렵게 한다. 이러한 문제를 해결하기 위해 X-Plane 시뮬레이터에 의해 생성된 비행데이터를 관찰하여 대부분의 비행데이터들은 완만한 변화를 보인다는 것을 확인하였다. 이 사실에 기초하여 ARINC-429 프로토콜의 수정을 통해 비행데이터의 차분 값을 전송하는 새로운 데이터 포맷과 기법을 제안 한다. 실험결과 기존의 ARINC-429 방법에 비해 20% 성능향상이 있음을 보였다.