• 한국항공우주학회지
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• 제37권3호
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• pp.293-300
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• 2009

근거리 감시정찰을 수행할 수 있는 헬리콥터형 무인항공기를 개발하였다. 임무수행 가능성을 검토한 결과 전동 모터로 구동되는 동축반전 헬리콥터형 비행체가 선정되었다. 자동비행을 위해 상용 자동비행장치와 무선통신 모뎀이 채택되었고, 공중촬영을 위한 CCD 카메라가 탑재되었다. 완성된 비행체는 수동 비행시험을 통해 성능을 검증하였으며, 자동비행장치 탑재 후 점항법 비행을 통해 임무수행이 가능함을 확인하였다. 본 논문에서는 동축반전 무인항공기의 개발을 위한 설계 및 체계종합 전 과정에 관하여 기술하였다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2005년도 ICCAS
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• pp.580-585
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• 2005

A QRT(Quad-Rotor Type) hovering robot system is developed for quick detection and observation of the circumstances under calamity environment such as indoor fire spots. The UAV(Unmanned Aerial Vehicle) is equipped with four propellers driven by each electric motor, an embedded controller using a DSP, INS(Inertial Navigation System) using 3-axis rate gyros, a CCD camera with wireless communication transmitter for observation, and an ultrasonic range sensor for height control. The developed hovering robot shows stable flying performances under the adoption of RIC(Robust Internal-loop Compensator) based disturbance compensation and the vision based localization method. The UAV can also avoid obstacles using eight IR and four ultrasonic range sensors. The VTOL(Vertical Take-Off and Landing) flying object flies into indoor fire spots and sends the images captured by the CCD camera to the operator. This kind of small-sized UAV can be widely used in various calamity observation fields without danger of human beings under harmful environment.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제11권7호
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• pp.633-643
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• 2005

An unmanned aerial vehicle (UAV) is an aircraft controlled by .emote commands from ground station and/o. pre-programmed onboard autopilot system. A navigation system in the UAV provides a navigation data for a flight control computer(FCC). The FCC requires accurate and reliable position, velocity and attitude information for guidance and control. This paper proposes an ADGPS/INS integrated navigation system for a UAV. The proposed navigation system comprises an attitude determination GPS (ADGPS) receive., a navigation computer unit, and a low-cost commercial MEMS inertial measurement unit(IMU). The navigation algorithm contains a fault detection and isolation (FDI) function fur integrity. In order to evaluate the performance of the proposed navigation system, two flight tests were preformed using a small aircraft. The first flight test was carried out to confirm fundamental operation of the proposed navigation system and to check the effectiveness of the FDI algorithm. In the second flight test, the navigation performance and the benefit of the GPS attitude information were checked in a high dynamic environment. The flight test results show that the proposed ADGPS/INS integrated navigation system gives a reliable performance even when anomalous GPS data is provided and better navigation performance than a conventional GPS/INS integration unit.

• 한국항행학회논문지
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• 제9권2호
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• pp.185-192
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• 2005

본 논문은 스마트 개발 사업의 일환으로 틸트로타 항공기(TR-S4) 비선형 시뮬레이션 모델의 비행성 분석을 수행하였다. TR-S4는 이착륙을 위한 헬리콥터 모드와 천이모드, 고정익 모드로 구분할 수 있다. 본 논문에서는 헬리콥터 모드만 고려하며, 이 모드는 호버링 모드와 전진비행 모드로 구분한다. 비행성 분석은 안정성과 조종성에 영향을 주는 조종입력에 대한 항공기 응답으로 구성된다. 조종사가 정확한 출발기동과 멈춤기동을 할 수 있게 하는 비교적 변위가 작은 운동과 연관되는 단주기 응답특성 파리미터인 bandwidth를 이용하여 비행성을 분석하였다. 안정성 증강장치(SAS)와 자세 제어기를 장착한 6자유도 비선형 시뮬레이션 모델을 이용한 TR-S4 헬리콥터 모드의 비행성은 대부분 ADS-3 규격서의 level 1을 만족하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제2권2호
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• pp.95-107
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• 2001

This paper is devoted to the parameter optimization of unmanned aerial vehicle's (UAV) flight control laws. Optimization procedure is based on the ideas of mixed $H_2/H_{\infty}$ control of multi-model plants. By using this approach, some partial $H_2$-terms defining the performance of nominal and parametrically perturbed Flight Control System (FCS) responses to deterministic command signals in stochastic atmosphere as well as $H_{\infty}$-terms defining robustness of the FCS can be incorporated in the composite cost function. Special penalty function imposed on the location of closed-loop system's poles keeps the speed of response and oscillatory properties for both nominal and perturbed FCS in reasonable limits. That is the reason why this procedure may provide reasonable trade-off between the performance and robustness of FCS that are very important especially for UAV. Its practical importance is illustrated by case studies of lateral and longitudinal control of small UAV.

• 천문학회보
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• 제46권1호
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• pp.38.3-38.3
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• 2021

We are developing an optomechanical design of infrared telescope for the CubeSat and Unmanned Aerial Vehicle (UAV) which adapts the Linear Astigmatism Free- Three Mirror System in the confocal off-axis condition. The small entrance pupil (diameter of 40 mm) and the fast telescope (f-number of 1.9) can survey large areas. The telescope structure consists of three mirror modules and a sensor module, which are assembled on the base frame. The mirror structure has duplex layers to minimize a surface deformation and physical size of a mirror mount. All the optomechanical parts and three freeform mirrors are made from the same material, i.e., aluminum 6061-T6. The Coefficient of Thermal Expansion matching single material structure makes the imaging performance to be independent of the thermal expansion. We investigated structural characteristics against external loads through Finite Element Analysis. We confirmed the mirror surface distortion by the gravity and screw tightening, and the overall contraction/expansion following the external temperature environment change (from -30℃ to +30℃).

• Journal of electromagnetic engineering and science
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• 제19권1호
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• pp.48-55
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• 2019

Unmanned aerial vehicles (UAVs) using communications, sensors, and navigation equipment will play a key role in future warfare. Currently, UAVs are monitored to prevent misfire and accidents, and the conventional method adopted uses wires for data transmission and power supply. The repeated connection and disconnection of cables increases maintenance time and harms the connector. For convenience and stability, a wireless power transfer system to power UAVs is needed. Unlike other wireless power transfer (WPT) applications, the size of the receiving coils must be small, so that the WPT systems can be embedded inside space-limited UAVs. The small size reduces the coupling coefficient and transfer efficiency between the transmitting and the receiving coils. In this study, we propose a toroidal-shaped coil for a WPT system for UAVs with high coupling coefficient with minimum space requirements. For validation, conventional coils and the proposed toroidal-shaped coil were used and their coupling coefficient and power transfer efficiency were compared using simulated and measured results. The simulated and measured results were strongly correlated, confirming that the proposed WPT system significantly improved efficiency with negligible change in the space requirement.

• 정보과학회 논문지
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• 제44권6호
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• pp.559-565
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• 2017

무인항공기는 사람이 탑승하지 않고 미리 설계된 프로그램에 따라 동작하기 때문에 전자기 간섭 등의 외부 영향에 대해 높은 신뢰성을 요구한다. 하지만 소형 무인항공기는 무게 및 공간의 제약으로 인해 외부 영향에 대해 물리적으로 완벽한 저항성을 가지도록 만들기가 어렵다. 이러한 여건으로 인해 기존에 운용 중인 소형 무인항공기는 외부 영향으로 비행제어 컴퓨터가 재시작 될 경우 비행체가 추락하는 상황이 발생하기도 하였다. 따라서 본 논문에서는 소형 무인항공기 비행안전성 향상을 위한 비행제어컴퓨터 알고리즘을 제안한다. 제안하는 알고리즘은 3개의 단계로 이루어져 있다. 첫 번째 단계는 항법장비를 교정하고 유효성을 검증하는 것이다. 두 번째 단계는 이륙단계에 교정데이터를 저장하는 것이다. 세 번째 단계는 비행제어컴퓨터 재시작 발생 시 현재 비행 상태를 판단하고, 비행 중일 경우에 교정데이터를 복구하는 것이다. 제안하는 알고리즘을 실제 소형 무인기에 적용하여 시험한 결과 비행제어컴퓨터가 재시작 되는 상황에도 안전하게 비행 유지가 가능함을 확인할 수 있었다.

• 한국항행학회논문지
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• 제25권1호
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• pp.115-123
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• 2021

잣은 우리나라 대표적인 견과류 임산물이자 수익형 작물이다. 그러나 잣송이는 사람이 직접 나무 위로 올라가 수확하기 때문에 위험성이 높다. 이러한 문제를 해결하기 위해서 로봇 또는 UAV(unmanned aerial vehicle)를 이용한 잣송이 수확이 필요하다. 본 논문에서는 UAV를 이용한 잣송이 수확을 위해 UAV 항공 영상에서 딥러닝(deep learning) 기반의 잣송이 검출 기법을 제안한다. 이를 위해, UAV를 이용하여 실제 잣나무 숲에서 동영상을 촬영했으며, 적은 수의 데이터 보완을 위해 데이터 증강기법을 사용했다. 3D 검출을 위한 데이터로는 Unity3D을 이용하여 가상 잣송이 및 가상환경을 3D 모델링 하였으며 라벨링은 좌표계의 3차원 변환법을 이용해 구축했다. 잣 분포 영역 검출, 잣 객체에 대한 2D 및 3D 검출을 위한 딥러닝 알고리즘은 DeepLabV3, YOLOv4, CenterNet을 각각 이용하였다. 실험 결과, 잣송이 분포 영역 검출률은 82.15%, 2D 검출률은 86.93%, 3D 검출률은 59.45%이었다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권2호
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• pp.344-351
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• 2017

This paper presents a method to estimate steady wind and airspeed bias error using an aircraft with GPS and airspeed sensor. The estimation uses the vector relation between the inertial, air, and wind velocities through a novel design of an extended Kalman filter. The observability analysis is also presented to show that the aircraft is required to keep changing its flight direction for the desired observability. The feasibility and performance of the proposed algorithm is demonstrated through simulations and flight experiments.