• 한국항공우주학회지
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• 제41권10호
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• pp.805-812
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• 2013

스마트무인기의 비행제어컴퓨터는 탑재장비와의 입/출력 신호처리, 비행제어법칙 연산 그리고 고장진단 및 이중화 기능 등이 구현된 비행운용프로그램이 탑재되어 있다. 비행운용프로그램은 PowerPC 755 프로세서와 VxWorks 5.5 실시간운영체제 환경에서 개발되었다. 비행운용프로그램은 메모리 참조 모듈, 탑재장비 입/출력 신호처리 모듈 그리고 비행제어법칙 모듈로 구성되었고 각각의 모듈은 계층 구조로 설계되었다. 메모리 참조 모듈과 신호처리 모듈은 벤치 테스트를 통해 검증되었고, 비행제어법칙 모듈은 시뮬레이션 시험, 지상통합시험, 안전줄 시험 그리고 비행시험을 통해 검증되었다. 본 논문에서는 비행운용프로그램의 개발환경, 소프트웨어 구조 그리고 검증 및 관리방법에 대해서 기술하였다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제22권9호
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• pp.759-765
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• 2016

This paper presents the principle, dynamics modeling and control, hardware implementation, and flight test result of a hybrid-type unmanned aerial vehicle (UAV). The proposed UAV was designed to provide both hovering and fixed-wing type aerodynamic flight modes. The UAV's flight mode transition was achieved through the attitude transformation in pitch axis, which avoids a complex rotor tilt mechanism from a structural and control viewpoint. To achieve this, a different navigation coordinate was introduced that avoids the gimbal lock in pitch singularity point. Attitude and guidance control algorithms were developed for the flight control system. For flight test purposes, a quadrotor attached with a tailless fixed-wing structure was manufactured. An onboard flight control computer was designed to realize the navigation and control algorithms and the UAV's performance was verified through the outdoor flight tests.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권5호
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• pp.401-408
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• 2017

본 논문에서는 저가 하드웨어 기반의 멀티로터용 비행제어 컴퓨터의 하드웨어 개발과 항법 및 제어 알고리즘의 설계 및 구현, 그리고 실제 비행실험을 통한 검증 과정을 서술하였다. 개발된 비행제어 컴퓨터는 마이크로컨트롤러를 통하여 멀티로터를 안정적으로 제어하며 통합된 Linux 컴퓨터를 활용하여 복잡한 임무에 대응이 가능하도록 설계되었다. 항법 해는 Complementary Filter를 통하여 500 Hz의 속도로 계산을 수행하고, 멀티로터의 운동모델을 기반으로 Observer를 설계, 측정 잡음을 크게 줄였다. 제어 알고리즘은 3차원 Curve Fitting을 통하여 얻은 Feed-forward Term을 사용하여 반응속도를 크게 향상시켰으며, 다수의 비행실험을 통하여 실제 상황에서 효과적으로 동작함을 확인하였다.

• 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.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제14권7호
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• pp.711-719
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• 2008

Although non-real time simulation and pilot based evaluations are available for the development of flight control computer prior to real flight tests, there are still many risky factors. The control law designed for prototype aircraft often leads to degraded performance from the initial design objectives, therefore, the proper evaluation methods should be applied such that flight control law designed can be verified in real flight environment. The one proposed in this paper is IFS(In-Flight Simulator). Currently, this system has been implemented into the F-18 HARV(High Angle of Attack Research Vehicle), SU-27 and F-16 VISTA(Variable stability. In flight Simulation Test Aircraft) programs. This paper addresses the concept of switching mechanism for FLCC(Flight Control Computer)-SWMC(Switching Mechanism Computer) using 1553B communication based on flight control law of advanced supersonic trainer. And, the fader logic of TFS(Transient Free Switch) and stand-by mode of reset '0' type are designed to reduce abrupt transient and minimize the integrator effect in pitch axis control law. It hans been turned out from the pilot evaluation in real time that the aircraft is controllable during the inter-conversion process through the flight control computer, and level 1 handling qualities are guaranteed. In addition, flight safety is maintained with an acceptable transient response during aggressive maneuver performed in severe flight conditions.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제11권7호
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• pp.633-643
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• 2005

An unmanned aerial vehicle (UAV) is an aircraft controlled by .emote commands from ground station and/o. pre-programmed onboard autopilot system. A navigation system in the UAV provides a navigation data for a flight control computer(FCC). The FCC requires accurate and reliable position, velocity and attitude information for guidance and control. This paper proposes an ADGPS/INS integrated navigation system for a UAV. The proposed navigation system comprises an attitude determination GPS (ADGPS) receive., a navigation computer unit, and a low-cost commercial MEMS inertial measurement unit(IMU). The navigation algorithm contains a fault detection and isolation (FDI) function fur integrity. In order to evaluate the performance of the proposed navigation system, two flight tests were preformed using a small aircraft. The first flight test was carried out to confirm fundamental operation of the proposed navigation system and to check the effectiveness of the FDI algorithm. In the second flight test, the navigation performance and the benefit of the GPS attitude information were checked in a high dynamic environment. The flight test results show that the proposed ADGPS/INS integrated navigation system gives a reliable performance even when anomalous GPS data is provided and better navigation performance than a conventional GPS/INS integration unit.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제7권3호
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• pp.65-69
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• 2013

Avionics system designed for the 200 kg-class tiltrotor UAV has been developed. Avionics system for the UAV is the reconstruct system and can be programmed automation controller. This paper focuses on the design aspects of the hardware and presents the ground and flight test results. The hardware aspects of the avionics system include details about the hardware configurations for the interfaces with the Digital Flight Control Computer, sensors and Line-replaceable unit modifications.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권5호
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• pp.349-357
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• 2022

무인항공기의 비행조종컴퓨터는 비행 안전에 필수적인 장비로써 개발 단계에서부터 신뢰성과 안전성의 확보가 필수적이며, 고장 발생 시에도 정상적으로 기능을 수행할 수 있는 다중화 기반의 고장관리 설계가 요구된다. 무인기의 경우에는 비용, 무게, 전력소모 등을 감소하기 위하여 비행조종시스템의 이중화 설계를 고려하지만, 고장관리를 위한 고장 검출 및 분리 설계에 많은 제약이 있다. 본 논문에서는 무인기용 이중화 비행조종컴퓨터의 신뢰성을 향상시키기 위한 고장 검출 및 고장 분리를 위한 고장관리 설계 방안을 제안한다. 그리고 고장관리 설계를 적용해 개발한 비행조종컴퓨터는 통합시험환경에서 기능 시험을 수행하고 HILS 환경에서 고장 영향성 확인 시험을 수행한 후 무인기에 탑재하여 비행시험을 통해 그 신뢰성을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권11호
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• pp.961-968
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• 2018

항공기 시현계통은 항공기 운영에 필요한 다양한 정보를 통합하여 조종사에게 시현한다. 시현계통에서 소프트웨어 결함이 발생되면 정확하지 않은 정보가 조종사에게 시현될 수 있기 때문에 항공기의 운영에 심각한 영향을 미칠 수 있다. 따라서 시현계통의 개발 중에 지상시험과 비행시험을 통해 발생 가능한 소프트웨어 결함을 식별하고 제거하려고 노력하고 있다. 본 연구는 비행시험 자료를 이용하여 시현계통의 소프트웨어 결함 분석을 지원하는 도구인 FDR(Flight Data Replay)을 제시한다. 이 도구는 항공기 임무컴퓨터와 연동되어 실시간으로 동작한다. 그리고 시현소프트웨어에 비행시험 자료를 적용하여 시현장치에 나타나는 기능적인 오류상황을 재현한다.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제19권8호
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• pp.1529-1543
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• 2005

Recently an unmanned aerial vehicle (UAV) has been widely used for military and civil applications. The role of a navigation system in the UAV is to provide navigation data to the flight control computer (FCC) for guidance and control. Since performance of the FCC is highly reliant on the navigation data, a fault in the navigation system may lead to a disastrous failure of the whole UAV. Therefore, the navigation system should possess a fault detection and isolation (FDI) algorithm. This paper proposes an attitude determination GPS/INS integrated navigation system with an FDI algorithm for a UAV. Hardware for the proposed navigation system has been developed. The developed hardware comprises a commercial inertial measurement unit (IMU) and the integrated navigation package (INP) which includes an attitude determination GPS (ADGPS) receiver and a navigation computer unit (NCU). The navigation algorithm was implemented in a real-time operating system with a multi-tasking structure. To evaluate performance of the proposed navigation system, a flight test has been performed using a small aircraft. The test results show that the proposed navigation system can give accurate navigation results even in a high dynamic environment.