• 한국항공운항학회지
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• 제22권2호
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• pp.48-52
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• 2014

The air traffic are getting a lot of the impact of the weather delays, cancellations, etc. occur frequently. In particular, the phenomenon of global warming, extreme weather events have not experienced one after another and the various damage to users and operators are constantly occurring. In this respect, Take-off Minima of this study are presented need for standardization of ICAO Doc 9365(All Weather Operations). And Incheon International Airport to the introduction of a comprehensive improvement process will be introduced in the future to look forward to take advantage of domestic and international airport officials. In addition, implementation of the Take-off Minima to get direct and indirect economic effects, and will be introduced.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제20권11호
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• pp.1103-1111
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• 2014

The results of control law design for a tilt-rotor unmanned aerial vehicle that has a nacelle mounted wing extension (WE) are presented in this paper. It consists of a control surface mixer, stability and control augmentation system (SCAS), hold mode for altitude / speed / heading, and a guidance mode for preprogram and point navigation which includes automatic take-off and landing. The conversion corridor and the control moments derivatives between the original tilt-rotor and its variant of the nacelle mounted WE were compared to show the effectiveness of the WE. The nacelle conversion of the original tilt-rotor starts when the airspeed is greater than 30 km/h but its WE variant starts at 0 km/h in order to reduce the drag caused by the high incidence angle of the WE. The stability margins of the inner loop are presented with the optimization approach. The outer loops for the hold mode are designed with trial and error methods with linear and nonlinear simulation. The main control parameter for altitude control of the helicopter mode is thrust command and it is transferred to the pitch attitude command in airplane mode. Otherwise, the control parameter for the speed of the helicopter mode is the pitch attitude command and it is transferred to the thrust command in airplane mode. Therefore the speed and altitude hold mode are coupled to each other and are engaged at the same time when an internal pilot engages any of the altitude or speed hold modes. The nonlinear simulation results of the guidance control for the preprogrammed mode and point navigation are also presented including automatic take-off and landing in order to prove the full control law.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제17권1호
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• pp.120-131
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• 2016

The full results of troubleshooting process related to the flight control system of a tilt-rotor type UAV in the flight tests are described. Flight tests were conducted in helicopter, conversion, and airplane modes. The vehicle was flown using automatic functions, which include speed-hold, altitude-hold, heading-hold, guidance modes, as well as automatic take-off and landing. Many unexpected problems occurred during the envelope expansion tests which were mostly under those automatic functions. The anomalies in helicopter mode include vortex ring state (VRS), long delay in the automatic take-off, and the initial overshoot in the automatic landing. In contrast, the anomalies in conversion mode are untrimmed AOS oscillation and the calibration errors of the air data sensors. The problems of low damping in rotor speed and roll rate responses are found in airplane mode. Once all of the known problems had been solved, the vehicle in airplane mode gradually reached the maximum design speed of 440km/h at the operation altitude of 3km. This paper also presents a comprehensive detailing of the control systems of the tilt-rotor unmanned air vehicle (UAV).

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제20권11호
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• pp.1085-1091
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• 2014

This paper presents the guidance and control design for automatic carrier landing of a UAV (Unmanned Aerial Vehicle). Differently from automatic landing on a runway on the ground, the motion of a carrier deck is not fixed and affected by external factors such as ship movement and sea state. For this reason, robust guidance/control law is required for safe shipboard landing by taking the relative geometry between the UAV and the carrier deck into account. In this work, linear quadratic optimal controller and longitudinal/lateral trajectory tracking guidance algorithm are developed based on a linear UAV model. The feasibility of the proposed control scheme and guidance law for the carrier landing are verified via numerical simulations using X-Plane and Matlab/simulink.

• 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.

• 한국ITS학회 논문지
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• 제7권1호
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• pp.1-9
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• 2008

유비쿼터스(Ubiquitous) 라는 시대적 흐름에 따라 상황(Context)을 고려한 응용 서비스들에 대한 요구가 증가하고 있다. 이러한 서비스들은 대부분 사용자의 현재 위치 정보를 기반으로 하는 위치 기반 서비스(LBS : Location Based Service)의 형태를 띠고 있다. 현재 GPS(Global Positioning System)나 지상파를 이용한 위치 측정 방법이 널리 사용되고 있으며 보다 효율적이고 정확한 위치 측정을 위한 많은 연구들이 진행되고 있다. 최근에는 실외를 대상으로 하는 서비스뿐만 아니라 홈 서비스, 대형 건물 안내 서비스와 같은 실내를 중심으로 하는 서비스가 각광을 받고 있다. 실외 위치 측정 분야의 경우 이미 많은 상용 제품들이 출시되어 사용되고 있지만 상대적으로 실내의 위치를 알아내는 방법에 있어서는 이렇다 할 성과를 내지 못하고 있는 실정이다. 이에 본 논문에서는 현재 널리 쓰이고 있는 무선 통신 방법 중 하나인 무선랜을 이용한 실내 위치 측위 방법을 제안하고자 한다. 지금까지 연구되어져 온 대표적인 두 가지 실내 위치 측위 방법론과 이들에 대한 장단점을 분석하고 실제 구축된 시스템을 사례로 구체적인 시스템 구축 방법 및 실험 결과를 제시하였다 또한 기존 시스템의 위치 정확도를 향상시키고 연산 속도를 개선시키기 위한 몇 가지 새로운 방안을 제시하였다.

• 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.

• 한국항행학회논문지
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• 제28권3호
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• pp.254-261
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• 2024

항공기 이착륙 시 정확한 유도는 중요하며, 이를 위해 계기착륙시스템 ILS (instrument landing system) 가 이용된다. 안정된 ILS 운용을 위하여 정기 점검이 진행되며, 지상차량 및 측정항공기 외 드론을 이용한 점검 수행 연구가 있다. 광대역 주파수 수신용 SDR과 단일보드컴퓨터를 이용하고, GNU Radio를 통해 ILS의 로컬라이저 신호를 수신 처리하는 소형시스템을 설계하였다. GNU Radio를 통한 신호처리 특성을 실행하고 MATLAB Simulink로 시뮬레이션 및 이론 값을 확인하는 과정을 거쳤다. 이를 통해 항공기가 활주로 진입할 때 DDM (difference in depth of modulation)과 진입 각도를 계산할 수 있다. 또한 GNU Radio에서 TCP (transmission control protocol)를 통해 무선으로 실시간 신호를 처리할 수 있게 구현하였다. 이를 활용해 항공기가 활주로 중심선으로 진입할 때는 약 0.5%, 1도 각도로 진입할 때는 0.27% 이내 오차가 있는 결과를 얻었다. 항공기 또는 지상 차량 이용 ILS 신호 검사 및 유지보수 방식과 비교하여 차별성이 있는 드론 이용 검사에 장착 가능한 소형 SDR 사용 수신시스템 구현을 가능하게 할 것이라 예상한다.