• 한국항공운항학회지
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• 제23권3호
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• pp.1-7
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• 2015

In the present study, we conducted the research on the high efficiency propulsion system for the development of long-endurance UAV with an electric propulsion system. For the long endurance UAV, fair aerodynamic characteristics with the high efficiency of the propulsion system is required because the flight power and the duration time of the long-endurance UAV vary greatly depending on the efficiency of the propulsion system. Therefore, in this study, the tracking program which records the performance of motor, propeller was developed because of their wide variation in the efficiency depending on the using condition, and records from the existing flight test program were utilized to check the accuracy of the program we had developed. For the development of future long-endurance solar UAV, we confirmed the applied voltage of motor, the optimal rotation of propeller and the gear ratio of reduction gear in order to get the highest efficiency on the propulsion system at the optimal flying condition.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제20권8호
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• pp.1224-1231
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• 2006

The stability and control derivatives of DURUMI-lI UAV using the flight test are obtained. The flight test data is gathered from the normal flight condition (normal mode) and the flight condition assumed as the right elevator fixed (fault mode). Using real-time parameter estimation techniques, applied to Fourier transform regression method, simulates the aircraft motion. From the result, the fault of control surface is to be detected. In this paper, the results of the real- time parameter estimation techniques are compared with the results of the Advanced Aircraft Analysis (AAA). Using the aerodynamic derivatives, it provides the base line of normal/failure for the control surface by using the on-line parameter estimation of Fourier transform regression. In flight, this approach maybe helpful to detect and isolate the fault of primary control surface. It is explained how to perform the flight condition assumed as the right elevator fixed in the flight test. Also, it is mentioned how to switch between the normal flight condition and the assumed fault flight condition.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제13권1호
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• pp.34-42
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• 2012

This paper discusses the mathematical modeling of a small scale ducted-fan UAV and examines its results in comparison to the wind tunnel test. A wind tunnel test is first performed, producing a substantial amount of test data. The acquired set of wind tunnel test data is then categorized and approximated as mathematical functions. Finally, the mathematically modeled forces and moments acting on the UAV are compared with the acquired wind tunnel data. The analysis involves a gradient-based algorithm and is applied to extract trim states with respect to various flight conditions. Consequently, a numerical analysis demonstrates that there exists a reasonable flight status with respect to airspeed.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권12호
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• pp.1209-1216
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• 2009

본 논문에서는 실내 공간에 설치된 복수의 카메라로부터 획득한 영상정보를 소형무인기의 자세 추정 및 제어에 이용하는 시스템에 대한 연구를 기술하였다. 제안된 시스템은 실외 비행시험의 제한을 극복하고 효율적인 비행시험 환경을 구축하기 위한 것으로 무인기의 위치 및 자세를 측정하기 위해 별도의 센서를 탑재할 필요가 없어 저가의 장비로 테스트베드를 구성할 수 있다는 장점을 갖는다. 시스템 구현을 위해 요구되는 카메라 보정, 마커 검출, 자세 추정 기법을 소개하였으며 테스트베드를 이용한 실험 결과를 통해 제안된 방법의 타당성 및 성능을 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권9호
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• pp.800-806
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• 2012

본 논문은 지상지원과 지상관제의 기능을 결합한 무인항공기의 비행시험을 위한 통합형 지상지원시스템(Ground support system)에 대한 설계 및 개발에 관해 기술한다. 통합비행시험은 비행체의 성능을 검증하기 위한 필수적인 절차이다. 개발한 통합형 지상지원시스템은 비행시험에 필요한 인적 물적 자원과 시간을 절감하고 비행시험의 체계적인 준비와 진행을 하기 위한 인프라로써 비행시험의 제반 사항을 갖추어 지상관제, 통신, 발전, 장비의 수송, 수리와 유지 등이 가능하며 소규모 연구소에서 2~3명의 인원으로 운용하기에 적합한 수준이다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제7권3호
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• pp.65-69
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• 2013

Avionics system designed for the 200 kg-class tiltrotor UAV has been developed. Avionics system for the UAV is the reconstruct system and can be programmed automation controller. This paper focuses on the design aspects of the hardware and presents the ground and flight test results. The hardware aspects of the avionics system include details about the hardware configurations for the interfaces with the Digital Flight Control Computer, sensors and Line-replaceable unit modifications.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권2호
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• pp.133-139
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• 2017

틸트로터 무인기의 비행제어컴퓨터는 신뢰도 향상을 위하여 주 채널과 보조 채널을 갖는 이중화 시스템으로 설계되었다. 이중화 기능은 채널 전환과 데이터 복원으로 구성된다. 채널 전환 기능은 교차채널 데이터링크를 이용한 소프트웨어 방식과 워치독 타이머를 이용한 하드웨어 방식으로 구성되었다. 데이터 복원 기능은 운용 중 비행제어컴퓨터가 비정상적으로 재시작 되었을 때 비행 상태를 유지하기 위한 기능이다. 이중화 기능은 비행제어컴퓨터 벤치 시험, 체계 통합 시험 그리고 HILS 시험을 통해 검증되었다. 본 논문에서는 틸트로터 무인기 비행제어컴퓨터에 구현된 이중화 기능과 시험-검증 방법에 대해서 기술하였다.

• 항공우주기술
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• 제12권1호
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• pp.22-31
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• 2013

틸트로터 항공기인 스마트무인기의 회전익모드, 천이모드, 고정익 모드 비행시험을 수행하여 전체 비행영역에 대한 비행제어법칙 검증을 완료하였다. 회전익모드에서는 자동이륙과 자동착륙, 자동호버 비행 및 자동회귀모드 비행을 수행하였다. 천이모드에서는 틸트각 10도 간격으로 속도, 고도, 롤/방위 유지명령을 이용하여 상승, 하강, 좌선회 및 우선회 비행을 수행하고, 자율천이비행을 수행하였다. 회전익모드와 천이모드에서의 로터속도는 98%를 유지하였고, 고정익 모드 비행은 260 km/h 속도에서 로터 회전수를 82%로 감속하여 최대속도까지 점진적으로 영역확장비행을 수행하였다. 최종적으로 대기고도 3 km에서 최고속도 440 km/h까지 도달하였다. 본 논문에서는 스마트무인기의 전체 비행영역에 대해 비행영역 확장시험을 수행하는 동안 획득된 데이터의 분석결과를 제시하고, 규격서의 비행제어 요구조건과 비교하여 비행성이 요구성능을 만족함을 검증하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제17권4호
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• pp.430-435
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• 2014

This paper presents the case study of the airworthiness certification for the flight control system of tactical UAV. Airworthiness regulations for flight characteristics and design and construction based on the STANAG 4671 are selected, and safety assessment is performed. Stall protection on wing level and turning flight criteria, and flap interconnection system failures were analyzed and applied to the flight control system design. The Hardware-in-the-loop simulation including math model, integrated system verification and validation test and failure mode and effects test were also performed and they are used to validate the means of compliance of the proposed airworthiness.

• 항공우주기술
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• 제9권2호
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• pp.153-160
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• 2010

ADRS는 프로그램 가능한 자동화 컨트롤러로써 스마트무인기를 위해 설계된 저비용의 재구성 가능한 비행시험 데이터 수집 시스템이다. 본 논문에서는 하드웨어와 소프트웨어 설계내용을 기술하였다. ADRS와 DFCC 인터페이스, ADRS와 센서 인터페이스에 대한 하드웨어 구성과 수정사항을 기술하였으며 ADRS 운용 소프트웨어와 데이터 저장에 대한 절차가 설명되었다. 마지막으로 스마트무인기의 지상시험과정을 통한 ADRS의 검증과정 및 결과가 제시되었다.