• 한국통신학회논문지
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• 제32권11A호
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• pp.1206-1212
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• 2007

국제민간항공기구(ICAO . International Civil Aviation Organization)는 항행안전시설의 일종인 전방향표지시설(VOR : VHF Omni-directional Range)을 1949년 국제표준 항법시스템으로 정하여 각국에서 항공로 구성과 항공기의 이착륙 유도에 활용할 수 있도록 하고 있다. 현재 VOR은 우리 나라의 39대를 포함하여 전 세계적으로 2,000여대가 설치되어 있어 가장 유용하게 활용되고 있는 항법시스템이며, 설계방식에 따라 크게 CVOR(Conventional VOR)과 DVOR(Doppler VOR)로 구분된다. 그러나 VOR은 VHF 반송파를 진폭 및 주파수 변조하여 항법정보를 제공하므로 주변 장애물에 의한 영향을 많아 예상하지 못한 성능 미흡으로 이미 설치한 장비를 옮기는데 따른 비용과 시간이 많이 소요되어 큰 사회적인 문제를 야기하기도 한다. 이 논문에서는 CVOR과 DVOR의 성능을 항공기를 이용한 비행측정으로 비교 분석하여 어느 VOR이 산악지대 등 주변에 장애물이 많은 우리나라에서 유용하게 사용될 수 있는지 제시함으로써, 향후 VOR의 설치장소 결정에 활용할 수 있도록 하여 성능 미흡으로 장소를 이전하는 등의 문제점을 해소하는데 도움을 주고자 한다.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제25권2호
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• pp.108-115
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• 2015

Electro-mechanical actuator installed on aircraft consists of a decelerator which magnifies the torque in order to rotate an axis connected with aircraft control surface, a control section which controls the motor assembly through receiving orders from cockpit and a motor assembly which rotates the decelerator. Electro-mechanical actuator controls aircraft altitude, position, landing, takeoff, etc. It is an important part of a aircraft. Aircraft maneuvering causes vibrations to electro-mechanical actuator. Vibrations may result in structural fatigue. For that reason, it is necessary to analyze the system structural safety. In order to analyze the system structural safety. It is needed reasonable finite element model and structural response stress closed to real value. In this paper, analytic model is derived by using the simplified finite element model, and damping ratio which is closely related to response stress is derived by using modal test. So, we developed analytic model in less than 10 % error rate, compared with modal test. Vibration response stress close to real value was estimated from analytic model modified with modal experimental damping ratio. Estimation method for damping ratio with empirical formula was suggested partly. Finally, It was proved that electro-mechanical actuator had reasonable structure margin of safety at environmental random $3{\sigma}$ stress during life cycle.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권3호
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• pp.93-100
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• 2006

현대의 고성능 전투기에 탑재되어 있는 전기식 비행제어계통(Digital Fly-By-Wire Flight Control System)은 항공기 조종면의 고장으로 인해 발생할 수 있는 항공기의 안정성을 보장하기 위해 조종면 형상 재구성 모드(Control Surface Reconfiguration Mode)가 설계되어 있다. T-50 제어법칙에는 단일 조종면이 고장 났을 경우, 정상작동중인 나머지 조종면을 이용하여 항공기를 원활히 조종할 수 있도록 형상 재구성 모드가 적용되어 있다. 본 논문에서는 항공기 운용 시 발생할 수 있는 조종면 결함으로 인해 형상 재구성 모드 제어법칙이 적용되었을 경우, 착륙외장형상에서 항공기 안정성을 해석하기 위하여 선형해석(Linear Analysis)을 수행하였다 그리고 착륙에 대한 비행성(Flying Quality) 저하여부를 판단하기 위해, HQS(Handling Quality Simulator)를 이용하여 조종사 시뮬레이션을 수행하였다. 해석결과, 조종면 고장으로 인해 제어법칙이 형상 재구성 모드로 전환될 경우, 항공기의 조종성 및 비행성의 저하가 다소 발생하였지만, HQS 조종사 시뮬레이션 결과 착륙과정에서는 비행성 요구도인 Level 1을 만족할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권4호
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• pp.316-323
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• 2016

무인항공기는 자동모드에서는 사전에 계획된 항로점(비행이거나 이/착륙)들을 입력받아 자동으로 비행한다. 무인항공기는 수동모드에서도 유인항공기와 달리 조종사가 비행체에 탑승하지 않고 지상 통제실에서 조종입력을 인가하면 무선 데이터링크를 통하여 조종입력을 전달 받아 비행하게 된다. 데이터 링크는 여러 가지 이유로 통신두절이 될 수 있으며, 이때 무인항공기는 자동으로 비행모드를 수동에서 자동으로 전환하여 비행해야 한다. 그러므로 무인항공기에서 비행조종컴퓨터는 비행안전을 담당하는 매우 중요한 장비로 철저한 검증이 요구된다. 본 논문은 무인항공기의 비행제어컴퓨터가 비행성 요구조건을 만족하고, 다양한 고장이나 비상상황에서도 강건함을 입증할 수 있도록 비행제어 알고리즘의 검증환경인 HILS(Hardware In the Loop Simulation) 시험환경을 개발할 때 고려해야 할 사항들을 연구한 것으로 비행제어 HILS 시험환경의 구성장비들과 기타 고려사항 들을 제시한다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제11권1호
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• pp.14-21
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• 2017

매우 큰 정안정성($C_{L{\alpha}}$)을 갖는 틸트덕트 운동모델에 대해 선형 파라미터를 갖는 Sigma-Pi 신경망(SPNN) 제어법칙을 적용하였다. 기존의 비례적분미분(PID) 제어기는 매우 큰 정안정성을 갖는 운동모델이 갖는 강한 기수숙임 문제를 해결하기 어려웠고 이로인해 제어성능을 높일 수 없었다. 이와 달리 외부루프와 내부루프에 모두 적용된 SPNN 제어기는 동역학역변환 및 모델오차를 줄일 수 있는 의사적응제어 명령을 이용해서 과도한 안정성을 개선할 수 있었다. 이를 검증하기 위해서 경로점 추종 시뮬레이션을 이용해서 PID제어 성능과 SPNN제어 성능을 비교하였다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제22권11호
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• pp.912-918
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• 2016

This paper presents various strategies for humanoid vehicle driving and egress tasks. For driving, a tele-operating system that controls a robot based on a human operator's commands is built. In addition, an autonomous assistant module is developed for the operator. Normal position control can result in severe damage to robots when they egress from vehicles. To prevent this problem, another approach that mixes various joint control techniques is adopted in this study. Additionally, a footplate is newly designed and attached to the vehicle floor for the ground landing phase of the egress task. The attached plate enables the robot to step down onto the ground in a safe manner. For stable locomotion, a balance controller is designed for the humanoid. For the design of the controller, the robot is modeled using an inverted pendulum that consists of a spring and a damper. Then, a state feedback controller (with pole placement and a state observer) is built based on the simplified model. Many approaches that are presented in this paper were successfully applied to a full-sized humanoid, DRC-HUBO+, in the DARPA Robotics Challenge Finals, which were held in the United States in 2015.

• 항공우주기술
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• 제12권1호
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• pp.87-93
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• 2013

달 착륙선 개념설계형상 검증모델은 한국형 달착륙선의 진보된 우주 비행체 기술들의 개발 및 검증을 위한 시험베드로서 개념설계형상을 바탕으로 달과 지구의 중력 차이를 고려하여 실제 중량의 1/6 스케일로 설계된 수직이착륙이 가능한 달착륙선의 프로토타입이다. 검증모델은 지상에 고정된 상태에서 추력기 클러스터링 시험과 가상비행시험을 수행하였다. 검증모델 지상시험은 두 달 동안 고흥항공센터 고체모터연소 시험장에서 진행했다. 검증모델의 지상시험의 목적은 비행모델 탐사선의 개발 이전에 주요 전자장비, 200N급 추진시스템, 제어 알고리즘 및 소프트웨어, 구조체의 핵심기술 및 체계운용기술 등의 전체 시스템에 대한 시연 및 검증이다. 본 논문에서는 시험형상, 시험목적 그리고 시험제반시설에 대한 기술을 포함한 가상비행시험에 대한 내용을 기술한다.

• 한국항해항만학회:학술대회논문집
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• 한국항해항만학회 2006년도 International Symposium on GPS/GNSS Vol.2
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• pp.33-37
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• 2006

Since 1993, the civil aviation community through RTCA (Radio Technical Commission for Aeronautics) and the ICAO (International Civil Air Navigation Organization) have been working on the definition of GNSS augmentation systems that will provide improved levels of accuracy and integrity. These augmentation systems have been classified into three distinct groups: Aircraft Based Augmentation Systems (ABAS), Space Based Augmentation Systems (SBAS) and Ground Based Augmentation Systems (GBAS). The last one is an implemented system to support Air Navigation in CAT-I approaching operation. It consists of three primary subsystems: the GNSS Satellite subsystem that produces the ranging signals and navigation messages; the GBAS ground subsystem, which uses two or more GNSS receivers. It collects pseudo ranges for all GNSS satellites in view and computes and broadcasts differential corrections and integrity-related information; the Aircraft subsystem. Within the area of coverage of the ground station, aircraft subsystems may use the broadcast corrections to compute their own measurements in line with the differential principle. After selection of the desired FAS for the landing runway, the differentially corrected position is used to generate navigation guidance signals. Those are lateral and vertical deviations as well as distance to the threshold crossing point of the selected FAS and integrity flags. The Department of Applied Science in Naples has create for its study a virtual GBAS Ground station. Starting from three GPS double frequency receivers, we collect data of 24h measures session and in post processing we generate the GC (GBAS Correction). For this goal we use the software Pegasus V4.1 developed from EUROCONTROL. Generating the GC we have the possibility to study and monitor GBAS performance and integrity starting from a virtual functional architecture. The latter allows us to collect data without the necessity to found us authorization for the access to restricted area in airport where there is one GBAS installation.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제15권5호
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• pp.16-23
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• 2021

국내외 제조업체들은 미래 기술 수요에 발맞춰 여러 형상의 수직이착륙(VTOL) 무인항공기를 개발하고 있다. 그동안 무인항공기는 고정익/회전익으로 분류 가능한 형상으로 개발되고 그에 맞는 인증기준으로 검증이 이루어졌다. 하지만 현재 VTOL 무인항공기는 VTOL에 특화된 인증기준의 부재로 인해 감항성 검증이 제한적이다. 본 논문에서는 북대서양조약기구(NATO)의 고정익/회전익 무인항공기 인증기준 STANAG-4671 및 STANAG-4702와 유럽항공안전청(EASA)의 수직이착륙 특수기술기준(SC-VTOL)을 분석하여 VTOL 무인항공기에 적용 가능한 인증기준을 제시하였다. 이를 위해 기준 항목별로 일반/고정익/VTOL 특성 분류기준을 수립하여 분석에 활용하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제22권6호
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• pp.491-499
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• 2018

항공기 이착륙 유무의 중요한 지표 중 하나인 활주로 가시거리는 기온, 습도 등과 같은 기상 조건에 영향을 받는다. 비행장의 활주로 이용 시 도착시점에서의 활주로 가시거리를 예측하는 것은 항공기 이용의 효율성에서 중요하다. 본 연구에서는 활주로 가시거리를 예측하기 위해 기존에 제안된 심층 신경망을 활용한 활주로 가시거리 예측 모델의 고도화를 통해 1시간 이후의 국지 비행장의 활주로 가시거리를 예측하였다. 이를 위해 예측 모델의 고도화는 입력 값으로 기상 정보(기온, 습도, 풍속, 활주로 가시거리)에 대한 시간 간격 변화와 예측 값의 선형변환을 통해 진행하였다. 제안된 방법은 과거 기상 관측 값을 바탕으로 예측 모델의 학습을 생성해 1시간 이후의 활주로 가시거리에 대한 예측을 수행하였고, 1시간 이후의 측정된 활주로 가시거리와 비교를 통해 타당성을 확인했다. 제안된 예측 모델은 예보를 제공해주지 않는 지역의 소규모 비행장에서 참고할 수 있는 활주로 가시거리 생성에 활용 할 수 있을 것이다.