• 한국정밀공학회지
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• 제28권12호
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• pp.1388-1396
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• 2011

This paper is focused on the procedure of the development of a micro air vehicle which has vertical take-off and landing capability for indoor reconnaissance mission. Trade studies on mission feasibility led to the proposal of a coaxial rotorcraft configuration as the platform. The survey to provide a guide for preliminary design were conducted based on commercial off-the-shelf platform, and the rotor performance was estimated by the simple momentum theory. To determine the initial size of the micro air vehicle, the modified conventional fuel balance method was applied to adopt for electric powered vehicle, and the sizing problem was optimized with the sequential quadratic programming method using MATLAB. The designed rotor blades were fabricated with high strength carbon composite material and integrated with the platform. The developed coaxial rotorcraft micro air vehicle shows stable handling quality with manual flight test in indoor situation.

• 대한원격탐사학회지
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• 제19권2호
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• pp.159-169
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• 2003

본 논문에서는 고해상도의 항공 영상으로부터 건물의 3차원 정보를 자동으로 생성하는 방법을 제안하였다. 먼저 에지 보존 필터를 사용하여 영상에 포함된 잡음을 제거한 후에 watershed 기법을 이용하여 에지의 위치를 보존하고 영상 분할을 수행한다. 분할된 영역의 경계선에 위치한 화소의 곡률을 계산하여 control point를 검출하고 control point 사이의 선소를 추출한다. 추출된 선소들의 방향과 길이를 고려하여 선소의 연결을 수행하고 최종적으로 화소의 그레디언트 크기를 이용하여 선소의 위치를 조정한다. 공면의 그룹화와 다각형 조각을 형성하는 과정은 각 영역에 대해 공선 기하학과 비행 정보를 이용하여 정합된 3차원 선소들을 선택하여 이루어진다. 항공 영상에 제안한 방법을 적용하여 건물 지붕을 정확하게 검출할 수 있음을 보였다.

• 품질경영학회지
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• 제47권3호
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• pp.437-451
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• 2019

Purpose: The purpose of this study is to improve the quality of the PGM system by improving the structure and production process of slip-ring rotary joint for radar. Methods: The improvement measures for each cause are established through failure analysis of broken items. Specifically, changing in the housing to improve the heating system. Changing the transportation method to prevent damage to equipment during transport. Changing work process of the attenuator ring to prevent damage. etc. Results: The results of this study are as follows; improving the heating system reduces heat generated by the attenuator by about 7 degrees and obtain additional temperature margins. Reduction of defect rate because of adding X-band rotary joint run-out measurement test, ESS of slip-ring rotary joint and Transportation improvement(reinforced flight boxes, tube protection, etc). Getting stable VSWR values by improving work process of attenuator overheating due to a bad bonding process. Conclusion: Through this study, improvements were made to slip-ring rotary joint that failed repeatedly for various reasons. As a result of the application of the improvements, the same fault does not occur until now, so we can see that the quality of PGM has improved.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.115-121
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• 2008

A core engine for pre-cooled turbojet engines is designed and its component performances are examined both by CFD analyses and experiments. The engine is designed for a flight demonstration of precooled turbojet engine cycle. The engine uses gas hydrogen as fuel. The external boundary including measurement devices is set within $23cm{\times}23cm$ of rectangular cross section, in order to install the engine downstream of the air intake. The rotation speed is 80000 rpm at design point. Mixed flow compressor is selected to attain high pressure ratio and small diameter by single stage. Reverse type main combustor is selected to reduce the engine diameter and the rotating shaft length. The temperature at main combustor is determined by the temperature limit of non-cooled turbine. High loading turbine is designed to attain high pressure ratio by single stage. The firing test of the core engine is conducted using components of small pre-cooled turbojet engine. Gas hydrogen is injected into the main burner and hot gas is generated to drive the turbine. Air flow rate of the compressor can be modulated by a variable geometry exhaust nozzle, which is connected downstream of the core engine. As a result, 75% rotation speed is attained without hazardous vibration and heat damage. Aerodynamic performances of both compressor and turbine are obtained and evaluated independently.

• Journal of Magnetics
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• 제20권1호
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• pp.40-46
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• 2015

This study investigated the accuracy of magnetic resonance angiography (MRA) and computed tomography angiography (CTA) in terms of reflecting the actual vascular length. Three-dimensional time of flight (3D TOF) MRA, 3D contrast-enhanced (CE) MRA, volume-rendering after CTA and maximum intensity projection were investigated using a flow model phantom with a diameter of 2.11 mm and area of $0.26cm^2$. 1.5 and 3.0 Tesla devices were used for 3D TOF MRA and 3D CE MRA. CTA was investigated using 16 and 64 channel CT scanners, and the images were transmitted and reconstructed by volume-rendering and maximum intensity projection, followed by conduit length measurement as described above. The smallest 3D TOF MRA measure was $2.51{\pm}0.12mm$ with a flow velocity of 40 cm/s using the 3.0 Tesla apparatus, and $2.57{\pm}0.07mm$ with a velocity of 71.5 cm/s using the 1.5 Tesla apparatus; both images were magnified from the actual measurement of 2.11 mm. The measurement with the 16 channel CT scanner was smaller ($3.83{\pm}0.37mm$) than the reconstructed image on maximum intensity projection. The images from CTA from examination apparatus and reconstruction technique were all larger than the actual measurement.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제22권2호
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• pp.224-232
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• 2019

This paper presents guidelines for the verification test on electromagnetic environmental effects of a commercial derivative military aircraft. To prove the safety-of-flight of a renovated aircraft and appropriate working of electronic system/device, E3 test and analysis at the system level should be performed prior to its operations on real warfare. For the aircraft modified with Falcon 2000S, we concentrate on intra-system EMC, EMRADHAZ (Electromagnetic Radiation Hazards), electrical bonding, P-Static as test and lightning as analysis from a airworthiness certification point of view based on MIL-STD-464, MIL-HDBK-516. As a result, it is verified that the modified aircraft has enough electromagnetic compatibility capabilities under EME(Electromagnetic Environment). In the process, test and analysis methods considering shielding effectiveness(SE) are applied.

• 한국정보처리학회:학술대회논문집
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• 한국정보처리학회 2004년도 춘계학술발표대회
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• pp.1473-1476
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• 2004

위성의 개발을 위해서는 오랜 개발기간과 많은 예산, 축적된 기술이 요구된다. 또한 위성에는 다양한 분야의 기술이 사용되어지기 때문에 각 서브시스템마다 독자적인 개발환경을 구축할 필요가 있다. 특히 위성의 제어, 임무수행 및 지상과의 통신 등을 담당하는 탑재소프트웨어는 위성의 용도 및 목적에 따라 개발환경이 크게 달라진다. 실시간 운영체제는 무엇을 사용하는지, 개발 및 검증을 위한 도구로 어떤 프로그램을 사용하는지, 내외부의 인터페이스는 어떠한 방식으로 수행할지, 새로운 기능의 CPU나 하드웨어에 대한 제어 등 위성의 탑재소프트웨어를 개발하기 위해서는 다양한 사항들이 고려되어야 한다. 새로운 위성을 개발할 경우 신기술의 적용과 새로운 위성시스템의 검증 및 개발을 위한 개발검증장비가 요구되며, 위성시스템의 변경 때마다 개발검증장비를 새로이 구축하게 되면 많은 기간과 막대한 비용이 위성개발 시마다 소요된다. 위성선진국에서는 다양한 위성의 개발 시 비용절감 및 개발기간 단축을 위하여 범용위성용 개발검증장비를 개발하여 이용하고 있는 추세이다. 국내에서는 다목적실용위성 1 호가 발사되어 성공적으로 임무를 수행하고 있으며 다목적 실용위성 2 호가 개발되어 현재 통합 및 검증시험이 진행 중이다. 그러나 새로운 위성시스템의 사전검증 및 신기술의 적용을 위한 범용위성 시스템 테스트베드에 대한 기술은 미비한 실정이다. 이러한 범용위성용 개발검증장비의 기반기술을 확보하기 위하여 현재 위성전자전산시스템 개발검증장비에 대한 연구가 수행되고 있다. 본 논문에서는 현재 수행되고 있는 PowerPC를 이용한 위성 탑재소프트웨어 개발검증시스템의 설계 및 개발에 대하여 설명한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권6호
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• pp.422-428
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• 2019

수직미익이 없는 전익기 형상은 낮은 레이더반사면적(RCS) 특성으로 인해 최근 UCAV를 위한 대표적인 형상으로 대두되고 있다. 무미익 전익기 형상은 방향축 관점에서 보면 정적으로 불안정하면서도 이를 효과적으로 제어하기 위한 수직 조종면이 없다는 두 가지 난제를 모두 갖고 있다. 이같은 형상을 제어하기 위해서는 추력 벡터링을 적용하거나 날개의 항력차이를 이용하는 드래그 러더(Drag Rudder) 형태의 에일러론 또는 스포일러 등을 적용할 수 있다. 본 논문에서는 전익기 형상의 횡방향축 공력특성 및 드래그 러더 중 스포일러 형태의 조종면에 대한 공력특성을 설명한다. 또한, PI 구조의 제어설계 기법을 사용하여 전익기의 횡방향축 운동을 효과적으로 제어할 수 있음을 제시하고, 비행시험을 통하여 설계된 제어기로 안정적인 비행이 가능함을 보였다.

• 한국측량학회지
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• 제38권6호
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• pp.645-653
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• 2020

최근 무인비행장치의 활용방안에 대한 연구들이 활발히 진행되고 있다. 이를 지원하기 위해서 국토지리정보원은 『무인비행장치 이용 공공측량 작업지침』을 제정하였다. 하지만 작업지침에는 각 활용 분야에 필요한 최적의 촬영 조건은 제시되어 있지는 않다. 본 연구에서는 측량분야에서 많이 활용되는 3D 공간정보, 정사영상 제작에 적합한 촬영 조건을 알아보고자 하였다. 이를 위해 특별승인을 받지 않아도 비행할 수 있는 고도 150m 이내에서 다양한 고도, 중복도, 촬영각도에 따라 45번의 실험을 진행하였다. 3D 모델링의 촬영조건별 품질을 파악하기 위해 총 9곳의 검증영역의 점밀도를 분석하였으며, 정사영상과 1/1,000 수치지도를 비교하였다. 결과물의 품질과 작업시간을 고려할 때, 정밀 3D구축을 위해서는 촬영고도 50m 중복도 70~80% 촬영각도 80~90°의 촬영조건이 적합하고, 정사영상 제작에는 촬영고도 100m 촬영각도 80~90°의 촬영조건이 적합함을 알 수 있었다.

• 한국항행학회논문지
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• 제22권2호
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• pp.70-75
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• 2018

항공기에 장착하는 무장은 실제 항공기에 장착하기 전에 안전 분리가 이루어졌음을 검증하기 위해 지상에서 무장분리시험을 실시해야 한다. 본 연구에서는 더미유도탄으로 지상에서투하 안정성을 검증하기 위한 지상무장분리시험을 실시하였다. 지상무장분리시험의 필수장비인 무장분리장치는 공압으로 동작하며 압력이 크고, 오리피스 직경이 클수록 유도탄을 밀어내는 사출력이 크게 발생한다. 무장분리장치의 봄베 압력과 오리피스 직경을 변경하여 더미유도탄의 투하 움직임을 고속카메라로 계측하였고 투하변위, 투하속도를 분석하였다. 실제 비행하는 항공기에서 무장 투하 해석시 기초 데이터를 제공할 수 있고, 추후 개발되는 항공기 무장의 지상무장분리시험 수행시 유용할 것으로 생각한다.