• 항공우주기술
• /
• 제6권2호
• /
• pp.45-51
• /
• 2007

요구분석 및 설계 단계를 거쳐 구현된 탑재소프트웨어는 오류를 제거하고 요구규격에 맞도록 모든 기능이 정확히 구현되었는지 확인하기 위한 여러 가지 시험절차를 거치게 되는데, 일반적으로 단위시험, 통합시험, 검증시험 순으로 진행된다. 단위시험은 보통 개인 PC 환경에서 타겟 시뮬레이터를 이용하여 수행되고, 통합 및 검증시험은 목표시스템과 유사한 조건에서 수행할 수 있도록 하드웨어 환경을 제공하는 소프트웨어 검증장치를 이용하여 수행된다. 본 논문에서는 차세대 저궤도위성 탑재소프트웨어 시험환경에 대한 것으로 시험절차와 시험도구, 탑재소프트웨어 검증장치에 대하여 기술한다.

• 한국정보통신학회:학술대회논문집
• /
• 한국정보통신학회 2021년도 춘계학술대회
• /
• pp.189-192
• /
• 2021

항적추적 기술에 딥러닝 기반 LSTM(Long Short-Term Memory) 모델을 적용하는 연구로서 기존의 항적추적기술의 경우, 항공기의 등속, 등가속, 급기동, 선회(3D) 비행 등 비행 특성에 따른 칼만 필터 기반의 LMIPDA를 활용한 실시간 항적 추적 시 등속, 등가속, 급기동, 선회(3D) 비행 가중치가 자동으로 변경된다. 이러한 과정에서 등속 비행 중 급기동 비행과 같이 비행 특성이 변경될 때, 항적 손실 및 항적 추적 성능이 하락하여 비행 특성 가중치 변경성능을 향상시킬 필요성이 있다. 본 연구는 레이더의 오차 모델이 적용된 시뮬레이터의 Plot과 표적을 딥러닝 기반 LSTM(Long Short-Term Memory) 모델을 적용하여 학습시키고, 칼만 필터를 활용한 항적추적 결과와 딥러닝 기반 LSTM(Long Short-Term Memory) 모델을 적용한 항적추적결과를 비교함으로써 미리 비행 특성의 변경과정을 예측하여 등속, 등가속, 급기동, 선회(3D) 비행 가중치변경을 신속하게 함으로써 항적추적성능을 향상하기 위한 연구이다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제32권4호
• /
• pp.95-100
• /
• 2004

본 논문에서는 기계적 링키지의 가역 (Reversible) 비행조종장치를 갖는 항공기익 조종간 조종력 재현 시스템 (CLS : Control Loading System) 개발을 목적으로 조종력 재현 장치 제어기 설계, 시스템 구성, 조종력 재현 장치 운용 환경을 구축하고 시험평가를 수행한 내용을 기술한다. 시스템 구성은 기계적인 외형부분과 힘을 측정하는 센서부분과 스틱에서의 반력을 재현하는 모터부분과 안전장치로 되어 있다. 하드웨어와 PC간의 입출력 신호 연결 및 제이기로 dSpace 사의 DS1103 DSP장치를 사용하였다. 대상항공기 (KT-1)의 비행 조종장치 모델링을 바탕으로 피치축과 롤축에 대한 CLS를 구성하고, 조종력 재현장치 제어법칙 설계와 모니터링 S/W 및 실시간 시험평가도구를 포함한 시험평가 및 운용환경 대해 기술하였다. 정적 및 동적시험을 수행하여 실제 대상항공기 데이터와 비교함으로써 개발한 시스템을 검증하였다.

• 항공우주기술
• /
• 제3권1호
• /
• pp.170-178
• /
• 2004

본 논문은 KSR-III 개발경험을 토대로 모션테이블을 이용한 로켓 6자유도 실시간모의시험(HILS) 방안에 대해 다루고 있다. 모션테이블 HILS 시험을 통해, 3축 모션테이블의 동특성 지연에 따른 제어루프의 안정성을 판단하고 종합 HILS 시험을 위한 기초 자료를 제공하게 된다. 모션테이블 HILS 초기화 시험을 통해, 관성항법장치 초기정렬을 위한 초기자세 각 유지 알고리듬 시험, 발사시작 신호 모사를 통한 시각동기화 시험, 외부기록계를 이용한 실시간 조정시험 등을 수행하게 되고, 개루프 HILS 시험을 통해 정상 상태 비행 상황 및 슬로싱, 벤딩, TWD, 바람, 추력비정렬오차 등의 영향이 존재하는 비행 상황에 대한 모션테이블 운용 시험을 수행하게 되며, 최종적으로 모션테이블 자세각을 궤환루프의 입력으로 궤환시킨 폐루프 HILS를 통해 제어루프의 안정성 시험을 완료하게 된다.

• 한국융합학회논문지
• /
• 제8권6호
• /
• pp.9-16
• /
• 2017

Li-Po 에너지 밀도의 기술적 진보의 한계로 회전익 무인항공기의 비행시간은 제한적이기 때문에, 연구원들은 회전익 무인항공기의 완전한 자율 임무 수행을 위하여 우회 해결책을 찾고 있다. 몇 가지 후보 해결책들 중, 자동 무선 충전이 가장 가능성 있고 현실적인 후보이며, 본 논문에서는 자동 무선 충전의 주요 기술인 자동 착륙 전략에 초점을 맞추고 있다. MATLAB/Simulink를 기반으로 Li-Po 배터리팩 시뮬레이터를 포함한 회전익 무인항공기 비행 시뮬레이터를 개발하였으며, 이를 통해 비행 상태 및 배터리팩 상태를 분석하였다. 이륙할 때 1,647 W의 최대 모터 출력이 발생하였고, 이때 셀 전압은 최소 3.39 V까지 감소하였다. 이는 22 Ah를 지니고 12S1P로 연결된 2개의 배터리팩이 자동 착륙 임무수행에 적합하다는 것을 나타낸다.

• 한국전자파학회논문지
• /
• 제28권3호
• /
• pp.208-216
• /
• 2017

본 논문은 주파수 변조 연속파(FMCW) 전파고도계의 성능평가를 위한 전파고도계 시뮬레이터 설계 및 개발 내용에 관한 것이다. 전파고도계 시뮬레이터는 전파고도계의 송신 신호를 인가받아 표적과의 거리에 해당하는 만큼 시간 지연된 가상의 수신 신호를 만들어 주는 역할을 하는데, 본 논문에서는 종래의 전파지연 방식인 RF 지연방식의 기술적 한계를 극복하여 광섬유를 지연소자로 활용함으로써 실제 비행고도에 맞는 다양한 고도의 모의를 가능하게 하였다. 또한, 실제 비행 환경에서 발생할 수 있는 도플러 천이(Doppler shift) 및 재밍(jamming)을 모의할 수 있도록 시뮬레이터를 설계하였다. 개발한 시뮬레이터의 성능은 자체 성능평가 및 전파고도계 연동시험을 통해 성공적으로 검증하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
• /
• 제27권4호
• /
• pp.377-382
• /
• 2010

In lunar explorer development program, computer simulator is necessary to provide virtual environments that vehicle confronts in lunar transfer, orbit, and landing missions, and to analyze dynamic behavior of the spacecraft under these environments. Objective of simulation differs depending on its application in spacecraft development cycle. Scope of use cases considered in this paper includes simulation of software based, processor and/or hardware in the loop, and support of ground-based flight test of developed vehicle. These use cases represent early phase in development cycle but reusability of modeling results in the next design phase is considered in defining requirements. A simulator architecture in which simulator platform is located in the middle and modules for modeling, analyzing, and three dimensional visualizing are connected to that platform is suggested. Baseline concepts and requirements for simulator development are described. Result of trade study for selecting simulation platform and approaches of defining other simulator components are summarized. Finally, characters of lunar elevation map data which is necessary for lunar terrain generation is described.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
• /
• 제어로봇시스템학회 1999년도 제14차 학술회의논문집
• /
• pp.33-36
• /
• 1999

The KOMPSAT, which is scheduled to be launched by Taurus launch vehicle in late November of 1999, will be in a sun-synchronous orbit with an altitude of 685km, eccentricity of 0.001, inclination of 98deg and local time of ascending node of 10:50 a.m. Electronics and Telecommunications Research Institute and Daewoo Heavy Industry had jointly developed a KOMPSAT Simulator as a component of the KOMPSAT Mission Control Element. The MCE had been delivered to Korea Aerospace Research Institute for the KOMPSAT ground operation. It is being used for training of KOMPSAT ground station personnel. Each of satellite subsystems and space environment were mathematically modeled in the simulator. To verify the overall function of KOMPSAT simulator, a Launch and Early Orbit Phase(LEOP) operation simulations have been performed. The simulator had been verified through various tests such as functional level test, subsystem test, interface test, system test, and acceptance test. In this paper, simulation results for LEOP operations to verify flight software adapted into simulator, satellite subsystem models and environment models are presented.

• 한국위성정보통신학회논문지
• /
• 제6권1호
• /
• pp.50-56
• /
• 2011

위성 탑재소프트웨어를 개발하는 과정에서 프로세서 에뮬레이터와 위성 시뮬레이터는 핵심 개발 툴로서, 탑재소프트웨어 개발/검증 전반에 사용하며 실제 하드웨어를 대체할 수 있는 수준까지 활용이 가능하다. 현재 한국항공우주연구원에서 개발하는 저궤도 위성의 경우 ERC32 프로세서를 사용하며 Aeroflex Gaisler에서 판매하는 TSIM-ERC32 에뮬레이터를 사용하여 탑재소프트웨어 시뮬레이터를 개발하여 탑재소프트웨어 개발 및 테스트에 사용하였으나, 실제 위성 시뮬레이터를 개발하는 과정에서 에뮬레이터 코어를 개발자가 원하는 방식으로 수정 및 변경할 수 없는 문제와 위성 시뮬레이터 연동 시 인터페이스를 쉽게 구현할 수 없는 문제가 발생한다. 본 논문에서는 이러한 문제들을 해결하기 위해 ERC32 코어를 정확히 에뮬레이션 할 수 있는 인터프리트 방식의 Cycle True 에뮬레이터 개발 방법에 대해서 기술하며 에뮬레이터를 이용한 RTOS 기반의 소프트웨어 개발 및 디버깅 환경에 대해서 설명한다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제37권7호
• /
• pp.701-708
• /
• 2009

개발된 비행제어컴퓨터(DFLCC: Developed Flight Control Computer)의 비행제어법칙은 고등훈련기급 항공기의 시제 최종 형상의 비행제어소프트웨어(OFP: Operation Flight Program)를 기반으로 개발되었다. 비행제어법칙은 상용 개발 툴을 이용하여 GUI(Graphic User Interface) 환경에서 설계되며, C 코드로 변환되어 OFP 에 반영된다. 그리고 OFP는 정형화된 검증절차를 통하여 검증되는데, 검증과정을 거치기 전에 비실시간 환경에서 C코드로 변환된 비행제어법칙과 기반이 되는 비행제어법칙의 상사성(similarity)을 검증하고, 구성된 HILS(Hardware In-the-Loop Simulator) 환경의 신뢰성(reliability)을 사전에 검증하는 절차가 필요하다. 비행제어법칙의 상사성은 비실시간 환경에서 고등훈련기급 항공기의 시제 최종 버전의 비행제어법칙과 개발된 비행제어법칙의 응답특성을 상호 비교하여 검증된다. 또한, 구성된 HILS 환경의 신뢰성은 비실시간 시뮬레이션 툴을 기반으로 HILS 결과와 항공기 응답특성을 비교하여 검증된다. 본 논문에서는 항공기 응답을 직접 비교함으로써 개발된 비행제어법칙의 상사성과 HILS 환경의 신뢰성을 검증하였다.