• 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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• 제27권2호
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• pp.54-69
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• 2019

The primary objective of this paper is to introduce the application of Human-Machine Interface (HMI) and Augmented Reality (AR) technologies in flight operations. These include: self-check-in, baggage handling, airport security and surveillance, airport operations monitoring, In-Flight Entertainment and Connectivity (IFEC), cockpit design, and cabin crew support. This paper investigates the application status and development trends of HMI and AR technologies for airports and aircraft. These technologies can provide more efficient in-flight passenger service and experience by using AR devices. This paper also discusses the developments such as; the Integrated Control Application (ICA) for the IFEC interface, AR flight simulation training program using the fixed-based simulator, and the AR aircraft cabin interior concept test program. These applications present how HMI and AR techniques can be utilized in actual flight operations. The developed programs in this paper can be applied to their purpose within aircraft interiors and services to enhance efficiency, comfort, and experience.

• 한국항행학회논문지
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• 제8권2호
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• pp.105-111
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• 2004

최근의 무인항공기는 정찰임무를 비롯하여 무인기에 미사일을 장착하여 지대공 공격 임무를 수행하기까지 군용으로 뿐만 아니라 기상 관측, 해상 관측 등의 목적으로 폭넓게 활용하고 있으며, 점차 필요성이 높아지고 있다. 이러한 무인기는 정밀한 자세제어를 위하여 자세정보를 제공하는 AHRS와 같은 센서를 장착하는데 비용이 500만원 정도에서 고급 센서는 수 천 만원에 이르고 있다. 최근 한국항공우주연구원에서는 이러한 고가의 센서 출력정보인 자세각 정보를 사용하지 않고 각속도 정보를 기반으로 저가형 자동비행시스템을 개발하여 소형표적기와 무인표적기 비행시험을 통하여 성능을 입증하였다. 본 논문에서는 무인항공기의 항법시스템 설계를 위하여 목표로 하는 신뢰성을 충족시키면 동시에 저가형인 GPS 센서를 선택하기 위하여 Hardware in the Loop Simulation(HILS)을 통하여 GPS 출력주파수에 따른 성능을 확인하였다. 마지막으로 무인표적기에 자동비행시스템과 항법시스템을 장착하여 비행시험을 수행하였으며, 설계된 항법시스템 성능을 비행시험 결과를 통하여 확인하였다.

• 항공우주기술
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• 제4권2호
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• pp.7-14
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• 2005

본 논문은 군에서 운용중인 대공포 사격 훈련용으로 개발한 무인 표적기용 자동비행시스템 개발에 관한 논문이다. 조종사에 의해 수동으로 운용중인 표적기를 자동화함으로써 조종사 측면에서는 비행업무를 경감시키고, 군 측면에서는 사격훈련 예산절감이라는 장점을 가지게 된다. 현재까지 개발된 대부분의 UAV(Unmanned Aerial Vehicle)는 항공기 자세를 측정하기 위해 AHRS(Attitude & Heading Reference System)와 IMU(Inertial Measurement Unit)등의 고가의 센서를 장착하고 있지만 이를 장착하고 무인기를 사격훈련용으로 사용하기에는 비용절감이라는 목적에 적합하지 않다. 이에 본 논문은 저가의 센서를 장착하고 자동비행이 가능하도록 저가형 자동비행시스템을 개발하였으며, 비행시험을 통하여 자동비행시스템 성능을 입증하였다.

• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.573-576
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• 2004

KARI is achieving the KSLV program according to National Space Technology Development Program. In this paper, the authors are intended to introduce the Integrated Power Plant (abb. IPP) test facility which will be constructed for the variety of tests on KSLV program. IPP test facility refers to comprehensive testing equipment for liquid rocket launch vehicle. Using this facility, KARl can verify the adaptiveness of parts and subsystems for launch vehicle and finally can qualify the system characteristics of launch vehicle doing kinds of test including hot firing test. Using this facility, KARI can simulate the vehicle launching circumstances and it make to predict the performance of launch vehicle when its flight test.

• 항공우주기술
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• 제11권2호
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• pp.195-207
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• 2012

본 논문에서는 나로호 질소가스 추력기시스템에 대한 자세제어기 설계 과정과 종합성능 시험에 대해 다루고 있다. 발사체의 비행 안정성을 보장하도록 추력기 자세제어기 설계를 수행하는 데 있어서 반드시 고려해야 할 주요 사항들에 대해 살펴보고 관계식을 제시하였다. 나로호 질소가스추력기 시스템에 대한 시스템레벨 종합성능시험을 위한 시험구성과 시험조건 등을 정리하였고, 성능시험 데이터로부터 추력기 시스템의 가스 소모량, 추력, 시간 지연, 비추력 특성 등의 운용 성능과 추력기 자세제어기의 비행 적합성 평가가 가능함을 보였다. 최종적으로, 1차 비행시험 결과를 통해, 나로호 탑재 추력기 자세제어시스템이 충분한 안정성 여유을 가지고 정상적으로 동작하였음을 보였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제14권3호
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• pp.353-358
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• 2011

In this paper, we have introduced a Missile In the Loop Simulation(MILS) Software developed for the missile ground test, which is based on a commercial hard real-time operating system(OS) on Windows platform called as Real-Time eXtension(RTX). MILS software makes it possible to test overall system functions of a integrated missile on the ground in the flight conditions by real-time imitating its inertial data. By means of MILS, we have performed missiles ground tests, which result in successful real flight tests.

• Journal of Platform Technology
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• 제10권4호
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• pp.62-69
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• 2022

드론과 무인항공기에 탑재되는 비행제어시스템은 설계단계에서부터 철저한 검증이 필수적이며, 이러한 검증은 비행제어 통합시험환경을 통해 이루어진다. 일반적으로 비행제어컴퓨터의 내부 상태를 실시간으로 모니터링하기 위해서는 별도의 디버거를 이용한다. 실시간 메모리 참조 및 Trace가 가능한 Emulator는 비교적 고가이고, JTAG Emulator은 실시간 동작이 불가능 하거나 현재의 고속 프로세서의 처리속도를 따라잡을 수 없는 한계가 있다. 본 논문에서는 NUTTX 기반 드론 비행조종컴퓨터 프로세서의 내부 모니터링 소프트웨어를 개발한 결과를 기술하였으며, 기능시험을 통해 그 기능이 정상적으로 동작되는 것을 확인할 수 있었다. 본 연구 결과는 상용 Debugger와 비교하여 제공되는 기능은 제한적이지만, 예산이 제한적인 상황에서 본 시스템을 활용하여 비행제어시스템 검증에 충분히 사용할 수 있을 것으로 판단된다.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제16권4호
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• pp.355-365
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• 2006

The coupled time-integration method with a staggered algorithm based on computational structural dynamics (CSD), finite element method (FEM) and computational fluid dynamics (CFD) has been developed in order to demonstrate physical vibration phenomena due to dynamic aeroelastic excitations. Virtual flutter tests for the spanwise curved ing model have been effectively conducted using the present advanced computational method with high speed parallel processing technique. In addition, the present system can simultaneously give a recorded data file to generate virtual animation for the flutter safety test. The results for virtual flutter test are compared with the experimental data of wind tunnel test. It is shown from the results that the effect of spanwise curvature have a tendency to decrease the flutter dynamic pressure for the same flight condition.