• 한국항행학회논문지
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• 제8권2호
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• pp.112-119
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• 2004

본 논문에서는 무인기용으로 개발된 자세측정용 GPS/INS 통합 항법 시스템의 설계 개념을 제안하고 비행실험을 통한 성능 평가 결과를 제시한다. 제안하는 시스템은 무인 항공기 자동 비행 시스템의 일부분으로 설계되었고 자세측정용 GPS 수신기, 항법 컴퓨터, 상용의 IMU(Inertial Measurement Unit)로 이루어져 있다. 제안된 항법 시스템은 소형 저가의 구현이 가능하면서도 무인 항공기의 안정된 비행 제어를 위해 요구되는 정확도를 가지는 자세 정보를 제공 할 수 있다. 제안된 시스템을 검증하기 위한 통합 항법 하드웨어와 소프트웨어를 개발하였다. 비행 실험을 통하여 성능 평가를 수행하였다. 비행 실험 결과 개발된 항법 시스템은 GPS 또는 INS 단독보다 정확한 위치, 속도, 자세 정보를 제공하는 것을 확인 할 수 있었고 특히 자세 결과는 기준 자세 시스템과 비교를 통하여 정확도를 확인 할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권10호
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• pp.871-876
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• 2016

생산 초기의 초음속 항공기는 블리드 에어 덕트에 존재하는 생산용 자재의 부가 물질이 가열될 경우 조종실에 타는 냄새와 유사한 비정상적인 냄새가 조종실로 유입된다. 조종사가 이와 같은 냄새를 엔진의 화재와 같은 비상 상황으로 오인하는 것을 방지하기 위해 비정상적인 냄새의 원인 물질은 시험 비행 전에 burn-in test를 통해 제거되어야 한다. 그러나, 현재의 절차의 최고 온도보다 고고도 비행의 최고 온도가 더 높기 때문에 냄새를 완벽히 제거 할 수 없다. 본 논문은 고고도 비행의 열적 상황을 분석하여 개선된 burn-in test 절차를 제시한다. 비연속적인 유량 조절, 단위 시간당 높은 온도 변화율, 응축기와 터빈의 한계 온도 차이 때문에 현재의 절차로는 고고도 조건을 모사하지 못하는 것이 확인되었다. 이러한 한계를 극복하기 위해 램에어 입구 제어를 통해 연속적 유량 조절이 가능한 burn-in test 절차를 제시하였다. 제시된 방법을 통해 블리드 에어 온도가 지상에서 고고도 비행 조건 이상임을 확인하였으며, 비행 시험을 통해 비정상적인 냄새를 제거할 수 있음을 검증했다.

• International Journal of Control, Automation, and Systems
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• 제5권4호
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• pp.410-418
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• 2007

For the purpose of fault detection of the primary control surface, real-time estimation of the longitudinal stability and control derivatives of the DURUMI-II using the flight data is considered in this paper. The DURUM-II, a research UAV developed by KARI, is designed to have split control surfaces for the redundancy and to guarantee safety during the fault mode flight test. For fault mode analysis, the right elevator was deliberately fixed to the specified deflection condition. This study also mentions how to implement the multi-step control input efficiently, and how to switch between the normal mode and the fault mode during the flight test. As a realtime parameter estimation technique, Fourier transform regression method was used and the estimated data was compared with the results of the analytical method and the other available method. The aerodynamic derivatives estimated from the normal mode flight data and the fault mode data are compared and the possibility to detect the elevator fault by monitoring the control derivative estimated in real time by the computer onboard was discussed.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권6호
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• pp.31-38
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• 2002

본 논문에서는 4인승 커나드 항공기에 측정 센서와 데이터 처리 장비를 장착하고, 비행 성능 시험을 수행하여 획득한 비행데이터를 분석하였다. 실속 시험을 통하여 주익 실속이 원천적으로 방지되는 커나드 항공기 고유의 안전성을 확인하였다. 상반각효과, 역 빗놀이 현상 및 롤 조종력을 살펴보았고, 종 안정성을 좌우하는 중립점 위치를 추정하였다. 더치롤모드 등의 동운종 특성도 분석하였다. 일반적인 변수추정방법을 사용하지 않고 정상비행 상태에서의 비행데이터로부터 공렬 미계수 값을 직접 추정하거나 공렬 미계수 간의 관계식을 구하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제5권1호
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• pp.75-82
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• 2004

Nowadays, many kinds of research for airship have being studied withincrease of interests in airship. But these make little progress even now. In flighttest, the data acquisition from the actual flight test has lots of difficulties becausethe airship dynamic response is slow and sensitive to extemal environment. In thispaper, through the actual flight test, appropriateness of the mathematical dynamicmodel was presented by showing the test results in various conditions. Thetuming, the acceleration, and the deceleration motions were tested and analyzed.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제5권1호
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• pp.36-40
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• 2011

In this report US and Korea civil and military simulator certification system is researched, and a plan for improvement is proposed. Korean simulator certification system should adopt FAA's system and improve upon it. Certification criteria should have a basis on FAA certification criteria and add military operation characteristics selectively. Flight test data, used as comparison criteria in certification, should be acquired in package during aircraft development or overseas acquisition. The establishment of certification system is expected to improve external credibility and improve competitiveness in overseas market.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제14권2호
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• pp.213-221
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• 2011

Avionics system tends to be designed to have the integrated architecture, and it is getting difficult and complex to verify the flight-critical function because of sophisticated structure. In Korean Utility Helicopter, mission computer acts as the MUX Bus Controller to handle the data from both communication, identification, mission/display and survivability equipment inside Mission Equipment Package and aircraft subsystems such as fuel system and electrical system while it is interfacing with Automatic Flight Control System and Full-Authority Digital Engine Control via ARINC-429 bus. The Flight Displays which is classified as flight-critical function in aircraft is implemented on Primary Flight Display after mission computer processes data from AFCS in order to generate graphics. This paper defines the flight-critical function implemented in mission computer for KUH, and presents the static and dynamic test procedures which is performed on System Integration Laboratory along with Playback Recorder prior to flight test.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권6호
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• pp.526-532
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• 2015

국내개발 헬기인 수리온의 악기상 시 운용능력을 입증하고 결빙하 운용 제한 사항을 해제하기 위하여 결빙 감항인증이 요구되고 있다. 군용헬기인 수리온의 결빙 감항인증 절차는 유사 무기체계인 UH-60과 AH-64의 사례와 S/W 기술의 성숙도를 보았을 때, 전산해석${\rightarrow}$모의결빙형상 비행시험${\rightarrow}$인공 결빙 비행시험${\rightarrow}$자연 결빙 비행시험의 4가지 방법에 의한 단계화된 추진이 고려되고 있다. 수리온의 최적 비행시험 소티와 비행시간은 인공 결빙 비행시험 20~30소티 및 20~23시간과 자연 결빙 비행시험 20~30소티 및 20~22시간이 요구되며, 효율적인 결빙 감항인증 비행시험을 위해서는 LWC $0.5{\sim}1.0g/m^3$범위의 대기온도 조건은 인공 결빙 비행시험을 추진하고, LWC $0.5g/m^3$이하의 대기온도 조건에서는 자연 결빙 비행시험이 필요하다.

• 한국항행학회논문지
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• 제22권6호
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• pp.537-544
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• 2018

항공기 개발 및 개조를 위한 비행시험 또는 항행안전시설 및 관련 구성품 개발을 위한 비행 검사 등을 위한 목적으로 국가종합 비행성능시험장 구축이 추진되고 있다. 비행시험 업무는 특성상 안전 리스크가 높기 때문에 운용에 앞서 철저한 리스크 관리 프로세스의 엄격한 적용이 요구되고 있다. 또한 비행시험장은 현행법상으로 비행장 규정을 적용받기 때문에 안전관리시스템을 도입하면 일반 공항처럼 안전이 제고될 것이다. ICAO 기준을 기반으로 한 안전관리시스템 구축은 비행시험장의 안전하고 원활한 운영을 위한 최적의 보증 수단으로서, 비행시험 시에 발생할 수 있는 리스크를 크게 완화할 것이다. 본 논문에서는 비행시험장 안전관리에 요구되는 리스크 평가 및 완화 방안을 중점적으로 다루었다. 이전 연구에서 식별된 비행시험 위해요인에 대하여 리스크 평가를 실시하였다. 그리고 고 리스크 군의 위해요인을 선별한 후 회피, 감소, 수용, 통제 등의 리스크 완화 기법을 적용한 비행시험 리스크 경감 방안을 제시하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권4호
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• pp.740-756
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• 2017

This paper proposes a feedback-linearization-based control algorithm for multirotor unmanned aerial vehicles (UAVs). The feedback linearization scheme is highly efficient for considering nonlinearity between the rotational and translational motion of multirotor UAVs. We also propose a dynamic equation that reflects the aerodynamic effects of the vehicles; the equation's parameters can be determined through curve fitting using actual flight data. We derive the feedback linearization controller from the proposed dynamic equation, and propose a Luenberger observer to attenuate measurement noises. The proposed algorithm is implemented using our in-house flight control computer, and we describe its implementation in detail. To investigate the performance of the proposed algorithm, we carry out two flight scenarios: the first scenario, an autonomous landing on a moving platform, is a test of maneuverability; the second, picking up and replacing an object, test the algorithm's accuracy. In these scenarios, the proposed algorithm precisely controls multirotor UAVs, and we confirm that it can be successfully applied to real flight environments.