• 한국항공우주학회지
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• 제41권8호
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• pp.673-679
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• 2013

안전분리 비행시험에서 사진계측 기법을 이용하여 분리되는 외부장착물의 분리특성을 분석하였다. 한 대의 카메라를 사용하여 6자유도를 해석할 수 있는 기법을 적용하였으며, 사진계측의 이론적인 배경과 MIL-HDBK-1763에서 제시하는 내용을 토대로 계측 요구조건을 정립하고 비행시험에 적용하여 분리궤적을 추출하였다. 사진계측의 오차에 영향을 주는 입력변수들의 불확실성을 경험에 의해 추정하였으며, 각각의 입력변수들에 의한 궤적오차를 고려하여 분리안전성을 분석하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권3호
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• pp.173-180
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• 2022

드론의 운항 방식 및 교통환경은 기존의 항공교통이나 지상교통과는 상이하다. 드론의 안전 운항을 위한 교통 관리 체계 정립의 필요성이 대두되고 있다. 이에 따라 드론이 비행 중에 조우할 수 있는 위험 상황에 대하여 시뮬레이션에 의거하여 분석하고 대책을 수립하는 연구가 활발히 진행되고 있다. 특히 드론이 도심 환경에서 운항할 때 건물 사이로 발생하는 외풍에 영향을 받을 수 있으며, 이러한 외풍의 영향성을 예측하고 위험도를 분석하는 것이 필수적이다. 본 논문에서는 외풍 환경에서 비행 임무의 안전도를 평가하는 방법을 제시하였다. 외풍 조건을 입력할 수 있는 정밀 6자유도 비행 시뮬레이션을 구현하여 비행 임무 수행 중 외풍으로 인한 경로의 이탈, 자세각의 변화 등 그 영향성을 예측하였다. 비행 임무 실패 확률에 대해 정량화하는 방법을 제시하였다.

• 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.

• 항공우주정책ㆍ법학회지
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• 제22권1호
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• pp.105-123
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• 2007

북한의 유예조치가 자신들의 우주활동으로서의 자유를 포기한 것인지, 또는 그러한 발사 행위는 우주활동의 영역에 속하는 것이 아니기 때문에 국제법 규범에 어긋나는 것이고 따라서 유예조치를 하여야만 했던 것이지에 대해서 본 논문은 살펴 보고자 한다. 북한이 대포동 1호를 실험발사하자 이에 대한 주변국들의 이의제기가 이어졌고, 수년간의 협상 후에 북한은 미사일발사실험을 중단한다는 유예선언을 한 바 있다. 북한은 자신들의 발사체가 미사일이 아니라 인공위성을 궤도에 올리기 위한 운반체로서 우주활동의 자유로서 자신들이 발사할 권리가 있다고 주장하였다. 그러나, 그 발사체의 성격이 무엇인가에 대해서 논란이 계속되면서, 관련 국가들은 우주활동의 자유가 아니라 동북아시아 지역에서의 안정을 위해서 발사의 중단을 요구하였고, 북한이 유예선언을 하였다. 1967년 우주조약 및 관련 국제법 규범들은 무엇이 우주활동에 해당하는 것이고, 어느 공간에서의 비행은 우주비행의 자유를 향유할 수 있는 것인지에 대해서 규정하고 있지 않다. 그 결과, 대포동 1호의 비행이 우주비행의 자유로서의 권리에 기초하는 것인지를 판단하고, 규범을 적용하는 것이 적절하지 않다. 반면에 우주공간에서도 주권 국가들의 주권과 관할권은 완전히 배제되는 것은 아니며, 이는 자신들의 안보를 위해서 우주공간에서의 활동을 제어할 수 있음을 의미한다고 보는 학설도 있다. 그러한 맥락에서 북한의 발사실험 유예조치는 우주활동의 자유가 주권 국가들의 요구에 의해서 유보되는 특별한 관습법 형성의 과정을 의미할 수도 있다.

• 항공우주정책ㆍ법학회지
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• 제spc호
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• pp.87-104
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• 2007

북한의 유예조치가 자신들의 우주활동으로서의 자유를 포기한 것인지, 또는 그러한 발사 행위는 우주활동의 영역에 속하는 것이 아니기 때문에 국제법 규범에 어긋나는 것이고 따라서 유예조치를 하여야만 했던 것이지에 대해서 본 논문은 살펴 보고자 한다. 북한이 대포동 1호를 실험발사하자 이에 대한 주변국들의 이의제기가 이어졌고, 수년간의 협상 후에 북한은 미사일발사실험을 중단한다는 유예선언을 한 바 있다. 북한은 자신들의 발사체가 미사일이 아니라 인공위성을 궤도에 올리기 위한 운반체로서 우주활동의 자유로서 자신들이 발사할 권리가 있다고 주장하였다. 그러나, 그 발사체의 성격이 무엇인가에 대해서 논란이 계속되면서, 관련 국가들은 우주활동의 자유가 아니라 동북아시아 지역에서의 안정을 위해서 발사의 중단을 요구하였고, 북한이 유예선언을 하였다. 1967년 우주조약 및 관련 국제법 규범들은 무엇이 우주활동에 해당하는 것이고, 어느 공간에서의 비행은 우주비행의 자유를 향유할 수 있는 것인지에 대해서 규정하고 있지 않다. 그 결과, 대포동 1호의 비행이 우주비행의 자유로서의 권리에 기초하는 것인지를 판단하고, 규범을 적용하는 것이 적절하지 않다. 반면에 우주공간에서도 주권 국가들의 주권과 관할권은 완전히 배제되는 것은 아니며, 이는 자신들의 안보를 위해서 우주공간에서의 활동을 제어할 수 있음을 의미한다고 보는 학설도 있다. 그러한 맥락에서 북한의 발사실험 유예조치는 우주활동의 자유가 주권 국가들의 요구에 의해서 유보되는 특별한 관습법 형성의 과정을 의미할 수도 있다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제2권1호
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• pp.1-6
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• 2008

In this paper, full body modeling and analysis of nose and main landing gear's characteristics of a helicopter are performed using the dynamics analysis program ADAMS. Also, when land limiting about helicopter body's degree-of-freedom, compared the characteristics. In the case of helicopter, because there are a lot of dangerous missions under flight condition that is disadvantageous than fixed wing airplane, need more detailed research for a helicopter.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권8호
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• pp.573-580
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• 2020

다중개체를 제어하기 위해서 해결해야 되는 문제들 중 하나는 위치제어다. 위치와 속도를 제어하기 위한 모델로 augmented Cucker-Smale 모델이 존재했다. 하지만 기존 모델은 모든 개체에 동일한 시스템을 적용함에 따라서 개별개체의 특성을 살리지 못했다는 특징이 있다. 본 논문에서는 그 점을 보안하고 적절한 형태로 변형하기 위해서 초기 위치와 분포를 이용한 마할라노비스 거리를 계수와 통계학적 자유도를 적용해서, 모델의 수렴시간과 소모에너지를 동시에 줄이고자 한다. 모델의 성능 검증을 위해서 몬테카를로 시뮬레이션을 통해서 전체적인 경향성을 판단했고, 추가적으로 개별 개체의 움직임을 분석하여서 마할라노비스 거리 계수가 적절한 역할을 수행하고 있는지 확인했다.

• International Journal of Control, Automation, and Systems
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• 제1권4호
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• pp.520-526
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• 2003

In the case of a strapdown inertial navigation system (SDINS) with sizeable attitude errors, the uncertainty caused by linearization of the system degrades the performance of the filter. In this paper, a robust filter and various error models for the uncertainty are presented. The analytical characteristics of the proposed filter are also investigated. The results show that the filter does not require the statistical property of the system disturbance and that the region of the estimation error depends on a freedom parameter in the worst case. Then, the uncertainty of the SDINS is derived. Depending on the choice of the reference frame and the attitude error state, several error models are presented. Finally, various in-flight alignment methods are proposed by combining the robust filter with the error models. Simulation results demonstrate that the proposed filter effectively improves the performance.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제6권12호
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• pp.1070-1078
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• 2000

A nonlinear adaptive flight control system is proposed using a backstepping controller with neural network controller. The backstepping controller is used to stabilize all state variables simultaneously without the two-timescale assumption that separates the fast dynamics, involving the angular rates of the aircraft, from the slow dynamics which includes angle of attack, sideslip angle, and bank angle. It is assumed that the aerodynamic coefficients include uncertainty, and an adaptive controller based on neural networks is used to compensate for the effect of the aerodynamic modeling error. It is shown by the Lyapunov stability theorem that the tracking errors and the weights of neural networks exponentially converge to a compact set. Finally, nonlinear six-degree-of-freedom simulation results for an F-16 aircraft model are presented to demonstrate the effectiveness of the proposed control law.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1992년도 한국자동제어학술회의논문집(국제학술편); KOEX, Seoul; 19-21 Oct. 1992
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• pp.344-348
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• 1992

This paper describes a procedure to design a hovering flight controller for a model helicopter using LQG theory. Parameters of the model helicopter in hover are obtained using direct measurements and calculations proposed by other research. A feedback co is by using digital LQG theory. First, a full state feedback controller is designed to the discretized system taking desirable transient response and other assumptions into account. Then a full-state estimator is designed and revised until desirable response is obtained while global stability is maintained. Performance of the controller is tested by computer simulations. Experiments have been performed using a 3-degree-of-freedom gimbal that holds the model helicopter, and the controller exhibited stable hover capability.