• 한국항공우주학회지
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• 제41권12호
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• pp.994-1001
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• 2013

헬기의 개발 과정은 설계, 제작 및 시험평가로 구분될 수 있으며, 시험평가는 구성품 시험, Rig 시험, 체계 지상시험 및 비행시험의 순서로 단계적으로 수행된다. 지상시험이 종료되고 최초 비행에 앞서, 비행 안전성을 담보하기 위해 미군사규격은 50시간 비행전 수락시험을 요구하고 있다. 비행전 수락시험은 헬기를 지상결박하여 가혹한 하중을 부과하는 시험으로서, 이의 수행을 위해서는 헬기 시제기와 유사한 별도의 지상 시험 시제기가 필요하며, 많은 비용과 기간이 소요되는 시험이다. KUH의 경우 국내 개발 환경을 고려하여 미군사규격의 요구도를 변형 후 수행하였으며, 본 논문은 KUH 비행전 수락시험의 절차 및 결과를 통하여 헬기 개발 환경에 따른 적절한 비행전 수락시험 수행 방안을 제시하고자 한다.

• 한국항공운항학회지
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• 제27권2호
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• pp.47-53
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• 2019

The development of the aviation industry and the changes in the military operation mission environment are demanding more long - distance operation (long - time flight), and such a flying environment is a risk factor for fatigue - related accidents. For the aviation related organizations such as ICAO and FAA, fatigue risk management system (FRMS) are applied along with flight time restriction regulations to prevent fatigue related accidents. The most important process in FRMS is fatigue risk management. Fatigue risk management systematically manages fatigue through scientific fatigue risk data collection and fatigue risk assessment. The purpose of this study is to applicate the assessment of scientific fatigue risk management to pilots of airplanes engaged in long flight. We reviewed the current state of risk management and FRMS through previous research. We also developed fatigue risk management indicators and examined the validity of internationally recognized fatigue risk data collection methods and fatigue risk assessment tools. There are 134 mission (flight) data used for development. In order to verify the indicators, the fatigue risk score between the items was assigned through pair-wise comparison. In addition, the verify test results were normalized.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제5권2호
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• pp.1-7
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• 2010

기존 위성 탑재소프트웨어 개발은 제한된 하드웨어 기반의 Software Test Bed(STB)에서 개발 및 검증이 이루어졌다. 하지만 탑재소프트웨어 개발 시 하드웨어의 개발 진행에 따라 소프트웨어 개발 일정이 심각한 영향을 받았으며 다수의 소프트웨어 엔지니어가 제한된 STB를 동시에 사용할 수 없는 문제가 지속적으로 제기 되었다. 또한 최종 비행 하드웨어 모델과 상이한 형상으로 인하여 실제 운영을 고려한 부분의 경우 소프트웨어 개발 및 검증에 많은 어려움이 있었다. 이러한 문제를 해결하기 위하여 위성 개발초기부터 소프트웨어 기반의 위성 시뮬레이터 개발이 시작되었으며, 위성 시뮬레이터는 탑재 컴퓨터 및 이와 관련된 모든 하드웨어를 모사해주며 비행 하드웨어 모델과 동일한 형상을 갖추고 있다. 또한 소프트웨어 개발자를 위한 디버깅 채널과 테스트 환경을 제공하며, 별도의 수정 없이 탑재소프트웨어를 로딩 할 수 있으며 유사 실시간 시스템 실행을 지원한다. 본 논문에서는 소프트웨어 기반의 시뮬레이터의 구조와 개발방안을 제시하고 시뮬레이터 기반에서 탑재소프트웨어 개발 및 검증 결과를 소개한다.

• 품질경영학회지
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• 제43권3호
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• pp.341-358
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• 2015

Purpose: This paper presents graphic methods and desirability function approach to determine best vibration reducing configuration for Surion helicopter. Many flight tests were executed and nine vibration levels in cockpit, cabin, and engine room were measured in each test and analyzed to find optimal configuration. Methods: Graphic analysis methods such as matrix, scatter, and box plots are used to identify better vibration-reducing flight test conditions. As an integrated measure of the performance of 9 vibration levels desirability function approach is adopted. Results: Three vibration reducing configurations are found to be proper and one configuration is recommended. Conclusion: It is expected to be helpful to adopt graphic and desirability function methods presented in this paper in developing new products or systems like helicopters. For efficient and effective flight testing of helicopters, it will be necessary to have consistently homogeneous environment for flight testing and applying design of experiments techniques and analyzing test data.

• 한국항공운항학회지
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• 제21권1호
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• pp.1-7
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• 2013

To have the competitiveness in the future worldwide small aircraft market, we should be able to develop the aircraft which is highly safe, easy to fly, and having excellent flight characteristics. FBW(Fly-By Wire) system is essential for the enhancement of flight safety and control easiness. FBW system that has been applied only to the modern fighter and transport aircraft is recently applied to smaller aircraft such as regional aircraft, business aircraft and even small aircraft. The purpose of this research includes the development of flight control computer, the definition of FBW system component, the design concept of each component for redundant management, OFP(Operational Flight Program) development, FBW system integration and HILS(Hardware In-the Loop Simulation) verification environment to test this FBW system.

• 전자공학회논문지B
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• 제33B권7호
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• pp.154-162
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• 1996

The test and evaluation is a integal part of the radar development process and it consists of two parts, field test and in-house test using a standard simulated signal. To take the in-house test, the test environment is needed to generate the critical signal that is used to determine the system design parameters and consists of general urpose measurement equipments, specialized boards and operating softwares. This paper presents the in-house test environment configuration and its function for radar system. Because this test environment genrates the simulated radar signal which has arbitrary flight path and target condition, the developed test environment makes easily to evaluate the function for radar system. The program ability of test parameters makes it possible to apply a test for 2D and 3D radar system.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권6호
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• pp.36-42
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• 2019

본 논문은 유/무인 항공기 복합운용체계 검증을 위한 시뮬레이션 환경 구축 및 통합 시험에 대하여 다룬다. 유/무인 항공기 지상 시뮬레이션 환경 구축을 위해서 유인기용 시뮬레이터인 X-Plane과 무인기용 시뮬레이터 HILS를 연동하여 상호 복합운영이 가능한지 시뮬레이션으로 검증하였다. 실제 비행시험 전 유/무인 항공기 및 지상통제실 간 C Band 및 UHF 채널을 이용한 통신 가능성을 확인하기 위하여 통신장비를 제작하고 유인 항공기를 이용한 검증을 수행하였다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2001년도 춘계학술대회논문집
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• pp.96-102
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• 2001

High intensity vibro-acoustic testing is the appropriate method for flight qualification testing of space flight vehicle which must ensure the acoustic environment of launch. Growing demand for satellites and launch vehicles in korea has resulted in a recent increase in the demand for high intensity vibro-acoustic test facility. The test facility is designed to provide an acoustic environment of 152 ㏈( re 20 ${\mu}$Pa) overall sound pressure level over the band width of 30 Hz to 10,000 Hz in the reverberant chamber. The reverberant chamber has a volume of 1,000 ㎥ with interior dimensions of 8.7m${\times}$l0m${\times}$12m, which can accommodate not only satellites but also launch vehicle payload fairing. Korea Aerospace Research Institute and Korean industries have been carrying out the development of the reverberant chamber and auxiliary devices, such as automatic control system, monitoring/safety device, and jet nozzle, etc. This paper presents the detailed description of High Intensity Acoustic Chamber of KARI, which will be the first and unique testing facility in Korea.

• 한국항행학회논문지
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• 제19권4호
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• pp.288-298
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• 2015

무인기 상용화를 위해서는 유인기 수준의 안전성을 확보할 수 있는 공중 및 지상 의 충돌경보 및 회피시스템 (sense and avoid or SAA) 개발과 검증이 필요하다. SAA 검증을 위한 비행시험은 높은 시험비용과 사고위험 때문에 많은 시험사례(test case)를 검토하기 어려우므로 시뮬레이션 시험으로 보완하는 것이 필수적이다. SAA 시뮬레이션 시험을 위해 flight simulator, Matlab/Simulink 시뮬레이터와 항전장비 시뮬레이션 모델들이 서로 연동하는 통합 무인기 시뮬레이션 환경을 구축하였다. 사례연구로서 TCAS 충돌경보 simulink 모델을 개발하고 Flight Gear와 연동하여 통합 무인기 시뮬레이션 환경을 구축하였고 이를 encounter model을 이용하여 검증하였다. 통합 무인기 시뮬레이션 환경을 활용하면 항전장비 개발주기의 개념설계 단계부터 부품 및 시스템의 성능/신뢰성 분석을 시작할 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권8호
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• pp.631-640
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• 2020

현재 항공기 시뮬레이터는 실제 항공기를 이용한 조종사 훈련에 비해 경제적, 시간적 및 공간적 비용 측면에서 상당한 이점을 가지고 있어서 많은 관심을 받고 있다. 항공기 시뮬레이터의 구성 요소 중 비행역학 모델은 실제 항공기의 비행을 모의하는데 중요한 역할을 한다. 따라서 자동화된 도구를 사용하여 비행역학 모델의 충실도를 검증하는 것은 중요한 의미를 지닌다. 본 논문에서는 항공기 시뮬레이터의 효율적인 개발을 위하여 비행역학 모델의 충실도를 자동 검증하는 소프트웨어를 개발한다. 충실도 검증 프로세스로부터 도출된 요구사항에 대하여 소프트웨어 구조 및 GUI를 설계한 다음 Window 기반 환경에서 C# 언어를 이용하여 소프트웨어를 구현한다. CTSW 기종에 대한 실험 결과는 개발된 소프트웨어가 기능 및 성능, 그리고 사용자 편의성 측면에서 효과적임을 보여준다.