• 한국항공우주학회지
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• 제33권8호
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• pp.56-64
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• 2005

모형헬리콥터를 이용한 무인항공기 설계를 위해 비선형 형태의 수학적 모델이 선행되어야 한다. 모형헬리콥터는 실기 헬리콥터에 비해 회전수가 훨씬 높으며 따라서 동특성도 실물기에 비해 훨씬 빠르다는 차이점이 있다. 본 논문에서는 축소형 헬리콥터의 수학적 모델링에 필요한 정식화과정으로서 복잡성을 최소화하면서도 실제의 동특성에 잘 부합하도록 각 구성요소별로 계산한 후 전체로 합산하는 방법을 제시하였다. 제자리 비행과 전진비행에서 수치계산을 통해 트림 값들을 계산하고 제자리 비행조건에서 선형 시스템을 해석하여 모형헬리콥터의 비행모드를 분석하였다. 계산결과 일반적인 경향은 몇 가지 작은 부분 이외에는 대체로 다른 연구결과와 비슷하였다. 이 과정을 검증하기 위해서 비행시험을 수행하여 시스템식별에 의한 결과와 비교하는 연구가 후속 수행될 예정이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.101-104
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• 2010

최근 무인기 혹은 소형 항공기들에 대한 수요가 증가함에 따라 소형 터보제트 혹은 터보팬 엔진의 수요가 꾸준히 증가하고 있다. 이러한 소형 엔진은 요구 추력을 달성하면서 크기와 무게를 줄이는 것이 가장 중요한 설계 인자인데, 이는 곧 비추력(Thrust to Weight) 값이 매우 높음을 의미한다. 비추력 값이 높은 엔진을 설계하기 위해서, 압축기 혹은 터빈 등의 핵심구성품의 경우 크기를 줄이고 단수를 줄이는 방법이 가장 효과적이다. 특히 축류압축기의 경우 일반적으로 다단으로 구성하는데 여러 단으로 구성된 압축기 중에서 단수를 줄이고 남은 단에서의 압력비를 높이는 '고부하 압축기'를 채용함으로써 이러한 문제를 해결할 수 있다. 최근 국내에서도 축류형 압축기에 대한 개발의 필요성이 꾸준히 제기되고 있으며, 이에 본 논문에서는 고부하 축류형 압축기의 설계 및 성능 리뷰 중 주요한 사항에 대해 소개하고자 한다.

• Journal of Biosystems Engineering
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• 제31권2호
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• pp.95-101
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• 2006

Present chemical application system using a power sprayer has been a labor intensive, ineffective and shirking task in farming. Therefore, a small RF controlled (unmanned) helicopter was suggested to replace the conventional spray system. The aerial application using the unmanned helicopter has been already utilized in Japan, where total area applied up to 704,000 ha in 2005. In this article, the status and cost analysis on the unmanned agricultural helicopter were studied. The aerial application using the agricultural helicopter helps precise and timely spraying and reduces labor intensity and pollution. The field capacity of the helicopter was found to be 60-70 ha a day. The break even point was estimated near the operating area of 750 ha annum. The development of an agricultural helicopter was necessary for taking advantages of both technique and economy.

• 한국항공운항학회지
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• 제23권2호
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• pp.51-56
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• 2015

This paper presents the procedure of drag prediction for EAV-1, based on a numerical analysis correlated to an in-flight test. EAV-1, developed by Korea Aerospace Research Institute, is a small-sized UAV to test a hydrogen-fuel cell power system. The long-endurance test flight of 4.5 hours provides numerous in-flight data. The thrust and drag of EAV-1 during the flight test are estimated based on the wind-tunnel test results for EAV-1's propeller performance. In addition, the CFD analysis using a commercial Navier-Stokes code is carried out for the full-scale EAV-1. The computational result suggests that the initial CFD analysis substantially under-predicts the in-flight drag in that the discrepancy is up to 27.6%. Therefore, additional investigation for more accurate drag prediction is performed; the effect of propeller slipstream is included in the CFD analysis through "fan disk" modelling. Also, the additional drag from airplane trim and load factor that actually exists during the flight test in a circular path is considered. These supplemental analyses for drag prediction turn out to be effective since the drag discrepancy reduces to 2.3%.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.395-398
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• 2009

Currently, a new generation of ducted fan UAVs (Unmanned Aerial Vehicles) is under development for a wide range of inspection, investigation and combat missions as well as for a variety of civil roles like traffic monitoring, meteorological studies, hazard mitigation etc. The current study presents extensive results obtained experimentally in order to investigate the tip clearance effects on performance characteristics of a ducted fan for small UAV systems. Three ducted fans having different tip clearance gap and with same rotor size were examined under three different yawed conditions of calibrated slanted hot-wire probe. Three dimensional velocity flow fields were measured from hub to tip at outlet of the ducted fan. The analysis of data were done by PLEAT (Phase locked Ensemble Averaging Technique) and three non-linear differential equations were solved simultaneously by using Newton -Rhapson numerical method. Flow field characteristics such as tip vortex and secondary flow were confirmed through axial, radial and tangential velocity contour plots. At the same time, the effects of tip clearance on axial thrust and input power were also investigated by using wind tunnel measurement system. For enhancing the performance of ducted fan, tip clearance level should be as small as possible.

• 한국정밀공학회지
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• 제27권3호
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• pp.73-79
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• 2010

A preliminary study on a length-variable rotor blade for a small unmanned helicopter has been conducted. After surveys on previous researches, and examining requirements for application to a small unmanned helicopter, a length-variable rotor blade was designed and manufactured to be driven by centrifugal force from rotor revolution with no mechanical actuator. The rotor blade was divided into a fixed inboard section and an outboard section sliding in span-wise direction. In order to determine the operating conditions of the length-variable rotor during revolution, and to derive the design variables of extension spring and rotor weight, a series of analyses from multi-body dynamics solution were conducted. The manufactured prototype was verified of its length-varying mechanism from a rotor stand, the results and required future improvements are discussed.

• Telecommunications review
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• 제24권4호
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• pp.468-480
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• 2014

오늘날 개발되는 항공전자 시스템에서는 연합 구조(Federated Architecture)를 기반으로 전자장치들이 각각 하나의 소프트웨어 모듈이나 응용 프로그램을 수행하고 있으며 이들은 네트워크를 통해 연결된다. 이러한 연합 구조는 전체 시스템을 매우 복잡하게 하며 SWaP(Size, Weight and Power) 문제를 일으킬 수 있다. 본 논문은 이러한 문제가 특히 심각한 소형 무인 항공기에서 ARINC 653이 정의하고 있는 파티셔닝 기술을 활용하여 여러 임무 소프트웨어를 통합 운영하고 SWaP 문제를 효과적으로 해결할 수 있음을 보인다. 본 논문은 특히 실제 헥사콥터와 쿼드콥터에 통합 임무 시스템을 탑재하여 시험 비행을 성공적으로 수행했음을 보인다. 본 연구를 통해서 제시되는 통합 임무 소프트웨어를 운영하기 위해서 필요한 소프트웨어 기술과 통합 방법론은 SWaP이 중요한 다양한 실시간 시스템에 응용될 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권1호
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• pp.10-16
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• 2013

본 논문에서는 풍동 실험을 통해 취득한 소음측정 결과에서 실제 비행에 기체에서 발생되는 소음을 예측하는 과정에 대하여 다루었으며 정지된 소음원을 비행하는 것과 같은 상태로 시뮬레이션 할 수 있는 방법에 대하여 소개하고 실험을 통하여 검증하였다. 또한 국제민간항공기구(이하 ICAO)에서 규정한 절차에 따라 틸트로터 항공기 및 무인항공기의 환경소음을 평가할 수 있는 방안을 제시하였다. 제시한 평가 방안을 검증하기 위해서 풍동실험과 비행시험에 대한 소음실험 시뮬레이션 프로그램을 구성하였으며 7kg급 무인항공기를 통한 풍동 실험 및 비행 실험을 수행하였으며 풍동 실험 결과로부터 비행 상태의 소음예측이 가능하다는 것을 확인 할 수 있었다.

• 한국인터넷방송통신학회논문지
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• 제20권1호
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• pp.27-33
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• 2020

최근 영상 센서를 이용한 물체 탐지 및 추적 기술은 많은 응용분야에서 그 사용이 널리 확대되고 있다. 민수 산업 분야에서 로보틱스, 비디오 감시정찰 및 차량 네비게이션 분야와 같은 영역으로 널리 확대되고 있는 추세이다. 특히, 드론의 사용이 널리 확대되고 있는 현 상황에서 공항, 원자력 발전소 및 중요시설에서는 불법적으로 운용되고 있는 소형무인기를 탐지 및 추적하여 격추시키는 시스템 개발이 매우 중요하다. 최근 영상센서를 활용한 물체 추적 방법으로 이목을 끌고 있는 방법이 학습에 기반을 둔 KCF 방법이다. 그러나 이 방법은 추적 기간이 길어지면 추적 과정에서 표적의 드리프트가 발생하는 문제점이 있다. 비디오 감시정찰 분야에서 표적의 드리프트 문제를 줄이기 위해 우리는 KCF와 적응 임계치설정 및 칼만필터를 적용하여 표적 드리프트 문제를 줄일 수 있는 방법을 제안하였다. 실험을 통해서 실제 무인비행체가 운용되는 실제 환경에서 획득된 흑백 비디오 영상에 제안한 방법과 기존의 KCF 알고리즘을 비교하여 제안한 방법의 우수성을 입증하였다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제38권5호
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• pp.513-520
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• 2014

무인비행체는 소형화, 경량화가 중요하기 때문에 동력장치에 한계가 있다. 공력성능을 향상을 위해 항공기의 크기나 무게에 영향을 주지 않는 블레이드의 형상의 변화를 주는 것이 가장 효율적이다. 본 연구에서는 제자리 비행을 하는 멀티로터 무인비행체에 있어 단일 로터 블레이드의 테이퍼 비율, 비틀림 각도 등에 따른 추력성능의 변화를 전산유동해석 시뮬레이션을 통해 수행하였다. 전산유동해석 코드인 ADINA-CFD 를 통해 얻은 수치 결과를 깃 요소 이론(blade element theory, BET)과 비교하였으며, 블레이드의 형상 변화가 추력성능에 영향을 미치는 것을 확인하였다.