• 공학교육연구
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• 제17권5호
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• pp.17-22
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• 2014

Unmanned aerial vehicles (UAVs) that have been recently commercialized can largely be divided into fixed-wing aircraft and rotor aircraft by their styles and flight characteristics. Although the fixed-wing aircraft represents higher power efficiency, higher speed, longer flight distance and larger loading weight than the rotor aircraft, they have a disadvantage of requiring a space for take-off and landing. On the other hand, the rotor aircraft can implement vertical take-off and landing (VTOL) and represents various flight modes (hovering, steep bank turns and low-speed flights). But they require both precision take-off control and attitude control. In this study, we used a quad-tilt rotor UAV to combine advantages in both the fixed-wing aircraft and the rotor aircraft. The quad-tilt rotor (QTR) system was designed and constructed by adding a tilt device with a servo motor to a general quad-rotor vehicle.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제22권9호
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• pp.759-765
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• 2016

This paper presents the principle, dynamics modeling and control, hardware implementation, and flight test result of a hybrid-type unmanned aerial vehicle (UAV). The proposed UAV was designed to provide both hovering and fixed-wing type aerodynamic flight modes. The UAV's flight mode transition was achieved through the attitude transformation in pitch axis, which avoids a complex rotor tilt mechanism from a structural and control viewpoint. To achieve this, a different navigation coordinate was introduced that avoids the gimbal lock in pitch singularity point. Attitude and guidance control algorithms were developed for the flight control system. For flight test purposes, a quadrotor attached with a tailless fixed-wing structure was manufactured. An onboard flight control computer was designed to realize the navigation and control algorithms and the UAV's performance was verified through the outdoor flight tests.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권12호
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• pp.1097-1107
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• 2015

일반적인 수직이착륙 항공기는 높은 출력대 중량비의 가스터빈엔진을 사용한다. 그러나 높은 연료 소모율로 인해 소형 항공기에는 적합하지 않다. 본 연구에서는 직렬 하이브리드-전기 추진시스템을 대안으로 제안하였으며, 시스템을 구성할 소형엔진과 전기모터, 배터리에 대한 기술조사 비교분석을 수행하였다. 연구를 위한 고정익 수직이착륙 무인항공기로 I사(社)의 65 kg급 수직이착륙 P-무인기를 사용하였다. 개발한 발전제어 및 전력제어 알고리즘의 타당성과 항속시간을 예측하기 위해 Matlab/simulink$^{(R)}$를 이용한 시뮬레이션을 수행하였다. 그 결과 알고리즘이 비교적 잘 작동하는 것을 확인하였고, 직렬 하이브리드-전기 시스템이 임무형상을 만족하는 7시간의 항속시간을 충분히 만족 할 수 있을 것으로 예측하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권spc호
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• pp.39-48
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• 2020

본 논문에서는 풍동 실험을 통해 측정한 소음 결과를 활용하여 실제 비행하는 기체에서 발생되는 소음수준을 예측하고 비행시험을 통해 검증하는 과정을 다루었다. 항공기의 환경소음 평가를 위해서는 일반적으로 국제민간항공기구(이하 ICAO)에서 규정한 절차에 따라 소음시험 및 평가를 수행하게 된다. 본 논문에서는 고정익 및 회전익(멀티콥터)의 특징을 모두 가지고 있는 복합형 기체에 적용이 가능한 환경 소음평가 방안과 실험을 통해 검증한 결과를 제시하였다. 고정익과 회전익 소형 무인기를 활용하여 풍동실험에서 측정한 소음시험 결과를 실제 비행 시험결과로 시뮬레이션 하는 과정을 제시하였다. 또한, ICAO에서 제시하는 비행 운용조건 및 소음 측정 방법을 고려하여 풍동실험을 통한 결과와 실 기체 비행시험을 모두 수행하여 항공기 소음인증을 위한 실효감각소음레벨(EPNL)을 예측 및 고찰하였다.