• 한국항공우주학회지
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• 제43권11호
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• pp.963-970
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• 2015

본 연구에서는 압전유압펌프의 챔버부, 체크밸브, 부하, 펌프구동제어기 등 유압펌프 전체 구성품의 해석 모델링을 통하여 브레이크용 소형 압전유압펌프의 가압 동특성을 해석하였다. 가압 동특성을 해석하기 위해 먼저 적층형 압전작동기가 챔버내에서 압력을 형성하는 과정을 모델링하였다. 체크밸브 개도에 따른 유량계수 식을 얻기 위해, 유한요소코드 해석을 통해 체크밸브 압력분포 및 유동결과를 얻은 후 체크밸브 유량계수식을 커브 피팅으로 유도하였다. 또한 부하압력을 피드백 받아 작동기 입력전압을 제어하여 부하압력이 입력명령 압력을 잘 추종하도록 펌프구동제어기를 설계하였다. 시뮬레이션 결과 브레이크 작동에 필요한 정상작동압력까지 도달하는데 걸리는 시간은 약 0.03ms 정도이다. 본 연구에서 얻어진 해석 시뮬레이션 결과는 실제 실험결과와 비교를 통해 타당성을 검증하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제17권2호
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• pp.232-239
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• 2016

Recently, in order to increase the efficiency and mission success rate of UAVs (Unmanned Aerial Vehicles), the necessity for formation flights is increased. In general, GPS (Global Positioning System) is used to obtain the relative position of leader with respect to follower in formation flight. However, it can't be utilized in environment where GPS jamming may occur or communication is impossible. Therefore, in this study, monocular vision is used for measuring relative position. General PC-based vision processing systems has larger size than embedded systems and is hard to install on small vehicles. Thus FPGA-based processing board is used to make our system small and compact. The processing system is divided into two blocks, PL(Programmable Logic) and PS(Processing system). PL is consisted of many parallel logic arrays and it can handle large amount of data fast, and it is designed in hardware-wise. PS is consisted of conventional processing unit like ARM processor in hardware-wise and sequential processing algorithm is installed on it. Consequentially HW/SW co-designed FPGA system is used for processing input images and measuring a relative 3D position of the leader, and this system showed RMSE accuracy of 0.42 cm ~ 0.51 cm.

• 한국전산구조공학회논문집
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• 제30권5호
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• pp.445-452
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• 2017

본 연구에서의 날개 앞전은 날개의 공기역학적인 기능뿐만 아니라 조류 등의 외부의 손상을 줄 수 있는 것으로부터 날개 내부 구성요소를 보호하고 안전한 항공기 운항을 위한 반드시 필요한 구조 요소이다. 복합재 무인기의 날개 경량화를 위한 최적의 제작 모델을 비교 검토하였다. MSC. Patran/Nastran을 이용한 유한요소해석을 통하여 비틀림 하중의 변위 형상을 비교 확인하였으며, 각 모델들의 비틀림 강도 실험을 통하여 적층 유형, 두께 변화 및 형상 적용에 따른 경량화 성능 개선을 확인하므로써 소형 복합재 무인기 최적의 경량화 날개 앞전스킨의 형태를 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권8호
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• pp.758-766
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• 2010

태양에너지 기반 무인기는 공급되는 전력량이 날개 면적에 영향을 받으므로 형상설계와 비행에 필요한 전력량이 동시에 고려되어야 하며 따라서 설계 과정이 복잡해진다. 복잡한 설계과정에 앞서 주어진 임무 요구를 만족시키는 태양에너지 기반의 무인기 제작 가능 여부와 제작 가능하다면 무인기의 대략적인 주요 치수를 구하는 방법론이 있다면 이를 활용함으로서 불필요한 설계 시행 오차 없이 무인기를 설계 할 수 있을 것이다. 본 논문에서는 주요 치수 결정 방법론으로 날개 면적을 가정하고 날개 면적과 임무 요구로부터 에어포일(양력계수, 항력계수), 무게를 결정한 후 필요 전력과 태양 전지 효율로부터 다시 날개 면적을 계산하는 것으로 제시하였는데, 이는 날개에서 생산되는 전력, 양력 및 항력이 날개 면적에 직접적으로 영향 받기 때문이다. 앞서 가정된 날개 면적 값과 계산된 날개 면적 값의 오차가 충분히 작아질 때 까지 반복적으로 가정된 날개 면적 값을 바꾸어가며 계산을 수행한다. 본 방법론을 실제 제작된 태양에너지 기반 무인기의 값을 이용해 검증하고, 태양에너지 기반 고고도 장기체공 무인기의 주요 치수를 결정해보았다.

• 대한공간정보학회지
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• 제23권2호
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• pp.39-48
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• 2015

최근, 무인항공촬영시스템(UAV, UAS, 또는 드론)은 자료취득을 위한 플랫폼 및 측정기기로서 사진측량의 응용분야, 특히 고밀도 측점자료(HDPC : High Density Point Clouds) 구성에 큰 관심이 모아지고 있다. 본 연구는 저가회전익 UAS 영상에 의한 시험대상지 지표면의 고밀도 측점자료를 구성하고 위치 정확도를 평가한 내용이다. 정확도 평가는 62개의 지상 검사점에 대한 Network RTK GNSS 측량 결과를 기준으로 UAS 기반 HDPC 모형의 좌표와 비교 검토하였다. 연구결과, 작업지역 정사영상 내, 검사점의 평면 및 수직 좌표성분의 평균제곱근오차(RMSE)는 각각 ${\sigma}_H={\pm}0.102m$ 및 ${\sigma}_V={\pm}0.209m$, 수직 좌표성분의 최대오차는 0.570m로서 '영상지도제작 작업규정'에 따른 축척 1:1000(출력 시, 평면위치오차 1m)의 정사영상모자익 제작이 가능하였다. 또한, 격자규격 $1m{\times}1m$, 수치지도축척 1:1000의 수치표고모델을 제작할 경우, '항공레이저측량 작업규정'제한 기준에는 약간 미흡하였지만, 소규모지역을 대상으로 회전익 무인항공촬영시스템에 의한 축척 1:1000~1:2500의 정사영상 및 수치표고모델 제작의 가능성을 확인할 수 있었다.

• Korean Chemical Engineering Research
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• 제55권1호
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• pp.13-18
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• 2017

무인항공기용 고분자전해질 연료전지의 수소발생용으로써 $NaBH_4$는 많은 장점을 갖고 있다. 무인항공기용으로 이용하기 위해서는 $NaBH_4$ 가수분해 반응 후 부산물의 무게와 부피가 작아야 한다. 그래서 본 연구에서는 비담지 촉매를 사용한 $NaBH_4$ 가수분해 반응 후 부산물의 무게와 부피에 대해 연구하였다. 촉매 형태, $NaBH_4$ 농도, NaOH 농도, 촉매팩 두께 등이 부산물의 무게와 부피에 미치는 영향에 대해 연구하였다. 본 실험 조건에서 발생한 부산물은 대부분 $NaB(OH)_4$였고, 거품이 발생하여 부피가 증가하였다. 안정화제인 NaOH 농도는 부산물의 무게와 부피에 별 영향을 주지 않았다. $NaBH_4$ 농도가 증가하면 부산물 무게가 감소하였으나, $NaBH_4$ 농도 23 wt%에서 최고 부피를 나타냈다. 소포제를 이용해 부산물의 부피를 감소시킬 수 있었다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제12권4호
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• pp.49-56
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• 2018

본 논문에서는 소형 압전유압펌프 브레이크 시스템의 성능해석 및 실험을 수행하였다. 먼저 브레이크 시스템의 구성을 위해 브레이크 부하 구성품의 3-D 모델링을 수행하였고, 상용 프로그램인 AMESim을 이용한 모델링을 진행하였다. 브레이크 시스템 모델링에는 플로팅 타입의 캘리퍼를 부하로 활용하였다. AMESim 시뮬레이션을 통해, 부하 압력과 체크밸브 변위 및 무부하 상태에서의 유량을 계산하였으며 브레이크 부하의 추가에 따른 성능해석 및 동특성 변화를 확인하였다. 브레이크 시스템의 성능 실험을 위해 부하를 고정시키는 치구를 제작하였고, 무부하 상태에서의 유량 및 부하 압력 형성 실험을 수행하고 시뮬레이션 결과와 비교하였다. 실험 결과, 최대 부하압력은 130Hz에서 약 73bar, 최대 유량 발생은 145Hz에서 약 203cc/min로, 중소형 무인기 브레이크 시스템에 적용가능성을 확인하였다. 또한 시뮬레이션 결과와 실험결과의 오차는 부하 압력과 토출 유량에서 각각 6%, 5% 정도이며, 모델링이 브레이크 성능해석에 효과적으로 활용될 것으로 판단된다.

• 지적과 국토정보
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• 제47권1호
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• pp.111-126
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• 2017

소형 무인항공시스템(무인항공기 플랫펌과 센서의 융합기술, 'sUAS')은 정확성, 경제성 및 운용면의 무궁한 잠재성으로 여러 건설현장에서 새로운 응용이 창출되면서 활용이 점차 확산되고 있다. 본 연구의 목적은 소형 UAS에 의한 토공량 산정의 타당성을 검토하는 것이다. 이를 위해 시흥시 소재 배곧생명공원 내 위치한 대략 $270m{\times}300m{\times}20m$ 규모의 원추형 성토부를 대상으로 소형무인항공기를 활용하여 영상을 취득한 후, UAS 영상해석을 통해 산출된 토공량을 GNSS Network-RTK 지상측량에 의한 토공량과 정량적으로 비교분석하였다. 연구결과, 무인항공시스템 자료와 GNSS Network RTK 자료에 의한 토공량의 편차가 2% 이하였고 특히, 작업의 편이성, 신속성 및 경제성 면에서 소형 UAS 영상기반 토공량 산정의 효용성을 입증할 수 있었다. 따라서, 식생높이의 산정방안이 보완된다면 중 소규모 현장의 토공량 산정은 물론 3차원 지형공간정보 생성 분야에 무인항공영상의 응용이 유용할 것으로 기대된다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권5호
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• pp.49-57
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• 2020

KC-100은 국토교통부로부터 민간형식인증이 완료되었고 현재 국토교통부 사업의 일환으로 무인비행기로 개조 개발 중이다. KC-100을 무인화 개조한 무인비행기 시스템(CTsUA System)은 고중량의 임무장비 탑재 및 장시간 비행 임무 수행 등이 가능하도록 개발하고 있다. 본 연구는 CTsUA System의 운용개념에 기반한 임무형상을 수행하기 위하여 각 단계별로 항공기 중량, 대기속도, 비행고도, 필요마력, 연료소모량 등 다양한 파라미터에 대하여 분석하는 과정과 결과에 대한 것이다. 최대이륙중량 3,600lbs(1,633kg)를 유지하기 위해서는 무인화시스템을 위한 적용 장비의 중량은 80lbs(36kg) 이하로 유지해야 하는 것으로 분석되었다.

• 한국음향학회지
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• 제36권2호
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• pp.89-99
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• 2017

멀티로터형 무인항공기는 군사용 목적뿐 아니라 항공 촬영 및 무인 택배 수단 등 민간 산업까지 그 활용 범위를 넓혀가고 있다. 무인항공기의 보다 폭넓은 활용을 위해서는 추진체인 프로펠러의 공력 효율 개선과 소음의 저감을 위한 연구가 선행되어야 하며, 이는 주어진 환경에서 공력 성능 및 소음을 예측할 수 있는 기술이 바탕이 되어야만 가능하다. 본 연구에서는 소형 무인항공기 프로펠러를 대상으로 공력 및 소음 예측 기법을 개발하고, 실제 측정을 통한 결과와의 비교를 통해 검증하였다. 분당 회전수의 변화에 따른 추력 및 토크와 주어진 위치에서의 주파수 스펙트럼 예측에서 모두 예측 기법의 신뢰성을 확보하였으며, 이를 통해 프로펠러의 형상 설계에 기반이 될 수 있는 기틀을 마련하였다.