• 한국항공우주학회지
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• 제38권12호
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• pp.1217-1222
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• 2010

본 논문은 근접감시 무인항공기(KUS-9)의 비행제어 소프트웨어(S/W) 개발 과정과 모델기반 개발 기술 적용 결과를 다룬다. 대표적인 상용 모델기반 설계도구인 MATLAB $Simulink^{(R)}$를 활용하여 통합개발 환경을 구축하고 비행제어법칙, 운용로직, 비행 시뮬레이션 모델, HILS(Hardware-in-the-Loop Simulation) 시스템 모델을 설계하였다. 설계 과정에서 요구사항 충족을 위한 시뮬레이션 및 동료검토를 수행하고 DO-178B 검증 도구를 이용하여 모델을 검증한 후 S/W시험 도구를 통해 C코드의 무결성을 검증하였다. 탑재 소프트웨어는 두 기종의 하드웨어 및 실시간운용체제(${\mu}C$/OS-II, VxWorks)에 탑재하여 HILS시험과 비행시험을 수행하였다. 모델기반 개발 기법을 적용함으로써 S/W 재사용성과 확장성을 확보하고 자동코드생성 기술을 이용하여 고신뢰 비행제어 S/W를 단기간에 성공적으로 개발하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제7권2호
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• pp.135-141
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• 2003

최근에는 비행 데이터를 이용하여 사고발생시, 원인 분석에 이용하는 것뿐만 아니라 여러 종류의 다양한 비행 데이터를 기록할 수 있는 QAR을 이용하여 운항 상황이나 항공기 시스템 상태를 다양하고 폭넓게 예견하여 사전 사고 방지 및 운항 성능 개선에 활용하고 있다. 이에, 본 논문에서는 실제 운항 후 QAR에 기록된 비행 데이터를 이용하여 운항 상황에서 발생된 순시적으로 변화하는 양항비를 추정하였다. 실제 B747-400의 비행 데이터가 기록된 QAR 데이터를 일반적인 항공기 운동방정식에 적용하여 양항비 추정 식을 유도하고 시뮬레이션을 통하여 결과를 검증하였다. 이를 통하여 양항비의 변화를 파악할 수 있으며, 과학적이고 경제적인 조종방법 등 체계적인 운항 성능 향상에 유용할 것으로 판단된다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제13권10호
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• pp.927-932
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• 2007

The sophisticated mathematical model is required for the design and the database construction of the advanced flight control system of UAV. In this paper, flight test of KARI's research UAV, often called DURUMI-II, is implemented for the data acquisition from the maneuver flight. The flight path reconstruction is implemented to ensure that the measured data is consistent and error free. The nonlinear system identification for the refined mathematical modeling is implemented with the verified measurements from the flight path reconstruction. The simulation with the identified results have a good validation when the simulated responses were compared to the flight tested data.

• 한국항공운항학회지
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• 제18권4호
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• pp.21-29
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• 2010

The main purpose of this study is to obtain linear models for the design of automatic flight controller in order to operate the Light Sport Aircraft as unmanned air vehicle. Flight test equipments installed on the aircraft to acquire flight test data are described and maneuvers for practical speed calibration are introduced. Parameters for the linear models of lateral and longitudinal motion are estimated by the Output error method as well as trim data analysis using the flight test data. Simulated data using the estimated parameters is shown to agree well with the measurement data. Estimated parameters obtained for several flight conditions can be used to improve the aerodynamic database of the simulation program.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 2004년도 추계학술대회 논문집
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• pp.826-831
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• 2004

Recently, studies have been carried out to develop unmanned Micro Air Vehicles(MAVs) that can search and monitor inside buildings during urban warfare or rescue operations in hazardous environments. However, existing fixed-wing and rotary-wing MAVs cannot travel at extremely low or high speeds, hover in place, or change directions instantly. This has lead researches to search for other flight methods that could overcome those drawbacks. Insect flight principles and its applications to MAVs are being studied as an alternative flight method. To take flight, insects flap and rotate their wings. These wing motions allow for high maneuverability flight such as hovering, vertical take off and landing, and quick acceleration and deceleration. This paper proposes a method for designing a mechanism that reproduces hovering insect flight, the basis for all other forms of insect flight. The design of a mechanism that can reproduce the motion that causes maximum lift is proposed, the required specifications are calculated, and a method for reproducing hovering insect flight with a single motor is presented. Also, feasibility of the design was confirmed by simulation.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권1호
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• pp.42-48
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• 2003

Lever II 헬리콥터 비행운동 방정식으로부터 주기성 트림해를 구하기 위해 DAE 해법에 근거한 PPTA(Partial Periodic Trimming Algorithm)를 제안하였다. PPTA의 반복계산으로 수정된 상태변수는 적합한 초기조건이 요구되는 DAE해법에서 수치불안정을 일으킬 수 있다. 간단하게 DAE 차수를 조절함으로써 정확한 주기성 트림을 얻을 수 있었다. 수치해법을 CBM(Common Baseline Model) 헬리콥터에 적용하여 harmonic balance 방법과 동일한 트림해를 얻었으며 시뮬레이션 초기의 과도응답을 효과적으로 제거할 수 있음을 밝혔다.

• 한국항행학회논문지
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• 제27권5호
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• pp.574-579
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• 2023

레이다 비행시험은 다양한 조건의 표적, 클러터, 재밍을 모의하는데 많은 제약 사항이 있다. 따라서, 본 연구에서는 운용 시나리오에 따라 운용 모의 기능을 수행하는 레이다 비행 모의 장치를 개발하였다. 개발된 레이다 비행모의 장치는 레이다 빔 운용 모의, 레이다 동작 제어, 모의 신호 발생, 비행자세모의를 통해 레이다의 다양한 임무 환경을 모의한다. 레이다 비행모의 장치는 레이다 임무 환경(클러터, 재밍 등)이 포함된 모의 표적(단일, 다중) 신호를 생성하고 변조하여 RF를 통해 레이다로 송신한다. 개발된 레이다 비행모의장치와 AESA 레이다를 연동하여, 다양한 비행 시나리오를 기반으로 하여 모의 표적을 탐지하고 탐지 결과 확인을 통해 레이다 성능을 검증하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제27권4호
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• pp.407-412
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• 2010

Software reusability is one of key factors which impacts cost and schedule on a software development project. It is very crucial also in satellite simulator development since there are many commercial simulator models related to satellite and dynamics. If these models can be used in another simulator platform, great deal of confidence and cost/schedule reduction would be achieved. Simulation model portability (SMP) is maintained by European Space Agency and many models compatible with SMP/simulation model interface (SMI) are available. Korea Aerospace Research Institute (KARI) is developing hardware abstraction layer (HAL) supported satellite simulator to verify on-board software of satellite. From above reasons, KARI wants to port these SMI compatible models to the HAL supported satellite simulator. To port these SMI compatible models to the HAL supported satellite simulator, simulation scheduler is preliminary designed according to the SMI standard.

• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.225-229
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• 2003

항공기의 비행성능은 추진기관의 비행성능과 직접 연관이 있으므로, 추진기관의 정확한 비행성능 예측은 항공기의 성능해석에 있어서 필수적인 요소이다. KT-1 기본 훈련기에 장착된 터보프롭 엔진의 규격 장착성능 해석결과는 실제 비행시험 결과와 차이를 보여 추진기관의 정확한 비행성능 예측 방법이 요추되었다. 이를 위해 비행시험 자료를 분석하고, 엔진 구성품의 성능도 보정방법을 사용한 비행성능 해석기법을 연구하였다. 추진기관의 비행성능 해석과 비행시험 결과를 비교 검토한 결과, 다양한 비행조건 및 엔진 작동조건하에서 추진기관 비행성능을 정확히 예측하는 것을 확인할 수 있었다.