• 한국항공운항학회지
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• 제9권2호
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• pp.37-53
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• 2001

The Pilot Aptitude Research Equipment (PARE) at the Republic of Korea Air Force Academy had been installed to study the pilot aptitude of the cadets and the student pilots(Navy officers and Air Force officers from the pilot scholarship programs and the ROTC). The T-37 simulated flight program and procedure, and the automatic evaluated program for simulated flight have been orderly developed to use the PARE effectively. The cadets who entered started to get simulated flight training by using those developed programs. Their flight situation has been recorded by the automatic evaluated program whenever they got the training. And then the cadets who took part in the simulated flight started the elementary combat flight training in 1,999 after getting appointed to an office and finished the advanced combat flight training in 2,001. The study of the relationship between the simulated flight and the combat flight training has begun after finding their combat flight training results. The Logistic Discriminal Analysis, technique of the SAS statistical analysis package was used to study the pilot aptitude model through the simulated flight training. This study showed that it is possible to pre-estimate the result of the combat flight training using the PARE machine.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권8호
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• pp.657-664
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• 2013

상용 프로그램 MSC/NASTRAN의 FlightLoad를 사용하여 고세장비 유연날개 항공기의 하중해석을 수행하였다. 풍동시험 결과를 이용하여 공력모델을 보정하고, 항공기의 모든 기동조건을 묘사하기 위한 트림조건을 정립하였다. 또한 항공기 중량 모델링, 설계 임계조건 판단 및 해석용 하중카드 생성 등 모든 업무를 자동으로 생성할 수 있는 프로그램을 개발하였다. 이러한 기법과 프로그램을 이용하여 효율적인 항공기 개발을 위한 비행하중해석 절차를 수립하였다.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제3권1호
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• pp.1-7
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• 2008

본 논문에서는 통신위성시스템 탑재를 위한 Ku-Band 선형화 채널증폭기 비행모델의 설계와 제작된 결과를 고찰하였다. 정착된 모든 서브모듈, 즉 가변이득증폭기, 가변전압감쇠기, 그리고 전치왜곡 보상회로를 위한 브랜치 라인 결합기와 검출기는 Thin-Film Hybrid 작업으로 제작되었다. 제작된 모듈의 성능은 초고주파 회로분석 시뮬레이션 툴과 우주환경에서의 전기적인 성능시험을 통하여 검증하였다.

• 한국ITS학회 논문지
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• 제8권3호
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• pp.83-90
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• 2009

본 논문은 Ku-Band 선형화 채널증폭기를 위한 비행 모델의 설계 및 측정에 관한 것이다. 모든 MMICs, 가변이득증폭기, 가변전압감쇄기, 전치왜곡 보상회로를 위한 브랜치 라인 결합기와 검출기는 Thin-Film Hybrid 작업으로 제작되었다. 제작된 모듈의 성능은 초고주파 회로분석 시뮬레이션 틀과 우주환경에서의 전기적인 성능 시험을 통하여 검증하였다.

• 대한원격탐사학회지
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• 제22권4호
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• pp.255-264
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• 2006

2002년 3월에 발사 된 GRACE (Gravity Recovery and Climate Experiment)는 미국과 독일 합작으로 개발된 최초의 지구중력장 측정 전용 위성으로 동일한 궤도를 비행하는 두 개의 위성 사이 거리 변화를 측정하여 지구 중력장을 추정하는 사업이다. 위성 발사 후 이전 보다 수 십배 정확한 지구중력장 모델을 생성하였으며, 지구중력장 변화도 30일마다 추정하고 있다. GRACE 위성의 핵심 관측기인 위성간 거리 측정기의 원리에 대해 소개하고, 운용 결과 및 성능에 대해 소개 하였다. 발사 전 성능 분석 단계에서 고려되지 못했던 거리측정기 오차 요인에 대해 분석하고, 향후 연구 방향을 제시 하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제14권3호
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• pp.264-271
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• 2013

A method of multiple transport-aircraft mission modeling is proposed in order to improve the efficiency of evaluating and optimizing pre-mission plans. To deal with the challenge of multiple transport-aircraft missions, the object-oriented modeling method is utilized. The elements of the mission are decomposed into objects and businesses, And the major mission objects and their important properties are summarized. A complex mission can be broken down into basic business modules such as the ground section and flight section. The business models of loading and fueling services in the ground section are described. The business model of the flight section is composed of an air route and flight profile with the flight equation and the fuel consumption model. The logical relationship of objects and business modules is introduced. The architecture of the simulation system, which includes a database, computation module, graphical user interface (GUI) module, and a result analysis module, is established. A sample case that includes two different plans is provided to verify the model's ability to achieve multi-aircraft composite mission simulation.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.671-679
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• 2008

The effect of Pre-cooled Turbojet Engine installation and nozzle exhaust jet on Hypersonic Turbojet EXperimental aircraft(HYTEX aircraft) were investigated by three-dimensional numerical analyses to obtain aerodynamic characteristics of the aircraft during its in-flight condition. First, simulations of wind tunnel experiment using small scale model of the aircraft with and without the rectangular duct reproducing engine was performed at M=5.1 condition in order to validate the calculation code. Here, good agreements with experimental data were obtained regarding centerline wall pressures on the aircraft and aerodynamic coefficients of forces and moments acting on the aircraft. Next, full scale integrated analysis of the aircraft and the engine were conducted for flight Mach numbers of M=5.0, 4.0, 3.5, 3.0, and 2.0. Increasing the angle of attack $\alpha$ of the aircraft in M=5.0 flight increased the mass flow rate of the air captured at the intake due to pre-compression effect of the nose shockwave, also increasing the thrust obtained at the engine plug nozzle. Sufficient thrust for acceleration were obtained at $\alpha=3$ and 5 degrees. Increase of flight Mach number at $\alpha=0$ degrees resulted in decrease of mass flow rate captured at the engine intake, and thus decrease in thrust at the nozzle. The thrust was sufficient for acceleration at M=3.5 and lower cases. Lift force on the aircraft was increased by the integration of engine on the aircraft for all varying angles of attack or flight Mach numbers. However, the slope of lift increase when increasing flight Mach number showed decrease as flight Mach number reach to M=5.0, due to the separation shockwave at the upper surface of the aircraft. Pitch moment of the aircraft was not affected by the installation of the engines for all angles of attack at M=5.0 condition. In low Mach number cases at $\alpha=0$ degrees, installation of the engines increased the pitch moment compared to no engine configuration. Installation of the engines increased the frictional drag on the aircraft, and its percentage to the total drag ranged between 30-50% for varying angle of attack in M=5.0 flight.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권12호
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• pp.857-866
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• 2022

고정익 UAV는 다른 항공기 플랫폼보다 항속거리와 항속시간에서 큰 이점을 가진다. 이러한 이유로 군에서 정찰용으로 많이 사용된다. 본 연구에서는 랜딩기어를 포함한 고정익 UAV의 모델링을 실시하고, 비행조종컴퓨터에 사용될 유도 및 제어기 설계 및 HILS 환경 구축을 실시하였다. 또한 이륙, 순항, 착륙의 모든 과정을 자동으로 수행하는 오토파일럿 시스템을 제작하였다. 연구에 사용한 고정익 UAV를 Datcom 및 AVL 공력해석 소프트웨어를 사용하여 공력계수를 추출하고 6자유도 모델링을 실시하였다. 비행조종컴퓨터는 항공기의 16개의 비행모드를 분별하여 Carrot Chasing 기반 유도 명령을 생성하는 유도기와 Nonlinear Dynamic Inversion 기법을 사용한 제어기로 구성되어있다. SIMULINK를 사용하여 구현된 모델링과 비행조종컴퓨터는 RTNgine을 사용하여 HILS 환경을 제작하여 고정익 UAV의 통합 시뮬레이션 환경을 제작하였다.

• 한국정보통신학회:학술대회논문집
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• 한국정보통신학회 2017년도 춘계학술대회
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• pp.65-68
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• 2017

본 논문은 정지궤도위성 관측탑재체 고속 데이터 전송을 위한 X-대역 이중모드 고전력 채널필터의 우주인증모델에 대한 멀티팩터 시험을 통하여 설계시 요구되는 8 dB 마진과의 비교 검토를 수행하였다. 해석적인 요구되는 마진을 시험을 통해서도 충족하며, 만족한 시험결과를 얻었음을 확인하였다. 멀티팩터의 설계 및 시험은 ECSS의 규격을 준용하여 시험이 실시되었으며, 이를 근간으로 설계시 마진을 충분히 확보되면, 별도의 시험 없이 우주인증 모델용 필터 개발에 있어서 참조하여 사용할 수 있을 것으로 제안한다.

• 한국지리정보학회지
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• 제8권1호
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• pp.49-62
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• 2005

비행 시뮬레이션과 같은 가상현실 시스템은 실제 존재하는 도시의 가상환경을 필요로 하며, 항상 변화하고 있는 도시환경과 최대한 일치하는 도시모델을 유지하여야 한다. 따라서 주기적으로 갱신되는 지형공간정보를 활용할 수 있는 도시 모델링 방법이 필요하다. 또한 비행 시뮬레이션은 가까운 지역뿐만이 아니라 먼 거리의 건물을 효과적으로 표현할 수 있어야 한다. 이를 위하여 본 논문에서는 고해상도 항공사진과 수치지도로부터, 가상 도시환경을 비교적 적은 노력으로 모델링 할 수 있는 방법을 제시한다. 이미지 기반의 모델링 기법을 아파트처럼 단순한 구조의 건물이 많은 한국의 도시환경과 지형공간정보의 특성에 맞도록 적용하여, 수많은 건물을 폴리곤으로 모델링 하지 않고 효율적으로 표현할 수 있도록 한다. 제안하는 방법은 지형공간정보의 전처리 과정과 가상 도시환경 모델링 과정으로 구성되며, 건물의 높이 맵을 만드는 간단한 전처리 과정만으로 가상 도시환경을 모델링 할 수 있어, 기존의 폴리곤 기반의 모델링 방법이 대규모 도시 가상환경에서 멀리 있는 수많은 건물의 표현을 생략하였던 문제점을 개선하였다.