• 한국정보통신학회논문지
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• 제17권2호
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• pp.355-362
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• 2013

TOF(Time-Of-Flight) 센서에 의해 획득된 정보로부터 3차원 깊이 영상(depth image)을 추출하기 위한 위상 연산기의 하드웨어 구현을 기술한다. 설계된 위상 연산기는 CORDIC(COordinate Rotation DIgital Computer) 알고리듬의 vectoring mode를 이용하여 arctangent 연산을 수행하며, 처리량을 증가시키기 위해 pipelined 구조를 적용하였다. 고정 소수점 MATLAB 모델링과 시뮬레이션을 통해 최적 비트 수와 반복 횟수를 결정하였다. 설계된 위상 연산기는 MATLAB/Simulink와 FPGA 연동을 통해 하드웨어 동작을 검증하였으며, TSMC 0.18-${\mu}m$ CMOS 셀 라이브러리로 합성하여 약 16,000 게이트로 구현되었고, 200MHz@1.8V로 동작하여 9.6 Gbps의 연산 성능을 갖는 것으로 평가되었다.

• 한국방송∙미디어공학회:학술대회논문집
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• 한국방송공학회 2013년도 하계학술대회
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• pp.325-328
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• 2013

본 논문에서는 ToF(Time-of-Flight) 카메라의 거리 잡음을 제거하는 방법으로 거리와 진폭에 따른 거리 잡음 모델링을 이용한 적응적인 SUSAN(Smallest Univalue Segment Assimilating Nucleus) 필터를 제안한다. ToF 카메라의 거리 잡음 제거를 위해서 기존에 제안된 여러 가지 방법들은 거리 잡음의 특성을 고려하지 않거나 진폭에 따른 거리 잡음의 특성만을 고려하였다. 하지만 실제 ToF 카메라의 거리 영상에 포함되는 거리 잡음은 진폭과 거리에 따라서 변화하기 때문에 거리와 진폭을 모두 고려한 거리 잡음 모델링이 필요하다. 따라서 제안하는 방법은 우선 거리와 진폭의 변화에 따른 ToF 카메라의 거리 잡음 특성을 모델링 한다. 이후 제안하는 방법은 생성된 거리 잡음 모델에 의해 인자가 결정되는 적응적 SUSAN 필터를 이용하여 ToF 카메라의 거리 영상의 잡음을 제거한다. 실험 결과 제안하는 방법은 기존의 ToF 거리 영상의 거리 잡음제거 방법에 비해 보다 효과적으로 거리 영상의 잡음을 제거하면서 디테일을 잘 보존하였다.

• 한국정보통신학회:학술대회논문집
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• 한국정보통신학회 2021년도 춘계학술대회
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• pp.514-515
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• 2021

본 논문은 LoRa 통신 환경에서 UAV를 이용하여 표적을 찾는 방법을 제시한다. 제안 된 방법은 사각 지대없이 목표 신호를 찾을 수 있도록 UAV 비행 경로를 제안한다. 비행 경로는 신호 강도의 변화를 사용하여 비행 중 전송 된 신호의 강도를 사용하여 변경되었습니다. 제안 된 방법을 시뮬레이션으로 검증하여 3 회 비행의 효율성은 높지만 목표 추적에 시간이 오래 걸리는 것을 확인했다. 목표를 찾는데 걸리는 시간을 줄이고 시간이 중요한 요소 일 때 효율성을 높이려면 3 대의 UAV를 비행하는 것이 가장 좋다. LoRa 통신은 생산 비용을 낮추고 저비용으로 시스템 구축을 가능하다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권2호
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• pp.170-177
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• 2011

본 논문은 실시간 데이터와 시간지연데이터를 함께 전송하고 비행시험 이후 두 개의 데이터를 병합하는 원격측정방식을 제안한다. 이는 비행시험 중에 원격측정데이터를 수신하는 과정에서 다중경로페이딩과 송신안테나 패턴에 의해 영향 받는 통신환경에서 오류데이터를 최소화하기 위한 것이다. 제안된 방식이 원격측정장치 설계와 데이터 병합 프로그램 개발에 적용되어졌다. 비행시험 결과 데이터를 병합하고 동기에러를 분석함으로 원격측정을 위한 그 유효성을 입증한다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제14권2호
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• pp.152-161
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• 2013

This paper presents a control effectiveness analysis of the hawkmoth Manduca sexta. A multibody dynamic model of the insect that considers the time-varying inertia of two flapping wings is established, based on measurement data from the real hawkmoth. A six-degree-of-freedom (6-DOF) multibody flight dynamics simulation environment is used to analyze the effectiveness of the control variables defined in a wing kinematics function. The aerodynamics from complex wing flapping motions is estimated by a blade element approach, including translational and rotational force coefficients derived from relevant experimental studies. Control characteristics of flight dynamics with respect to the changes of three angular degrees of freedom (stroke positional, feathering, and deviation angle) of the wing kinematics are investigated. Results show that the symmetric (asymmetric) wing kinematics change of each wing only affects the longitudinal (lateral) flight forces and moments, which implies that the longitudinal and lateral flight controls are decoupled. However, there are coupling effects within each plane of motion. In the longitudinal plane, pitch and forward/backward motion controls are coupled; in the lateral plane, roll and side-translation motion controls are coupled.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제14권3호
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• pp.307-317
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• 2008

Relaxed static stability(RSS) concept has been applied to improve aerodynamic performance of modem version supersonic jet fighter aircraft. Therefore, flight control system are necessary to stabilize an unstable aircraft and provides adequate handling qualities. Also, flight control systems of modem version aircraft employ a safety system to support emergency situations such as a pilot unknown attitude flight conditions of an aircraft in night flight-testing. This situation is dangerous because the aircraft can lose if the pilot not take recognizance of situation. Therefore, automatic recovery system is necessary. The system called the "Pilot Activated Recovery System" or PARS, provided a pilot initiated automatic maneuver capable of an aircraft recoveries in situations of unusual attitudes. This paper addresses the concept of PARS and designed using nonlinear control law design process based on model of supersonic jet trainer. And, this control law is verified by nonlinear analysis and real-time pilot evaluation using in-house software. The result of evaluation reveals that the PARS support recovery of an aircraft unusual attitude and improve a safety of an aircraft.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제14권12호
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• pp.1302-1312
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• 2008

Relaxed Static Stability(RSS) has been applied to improve flight performance of modern version supersonic jet fighters. Flight control systems are necessary to stabilize an unstable aircraft and to provide adequate handling qualities. Also, flight control systems of modern aircraft employ many safety measure to cope with emergency situations such as a pilot unknown attitude flight conditions of an aircraft in night flight-testing. This situation is dangerous because the aircraft can lose if the pilot not take recognizance of situation. The system called the "Pilot Activated Recovery System" or PARS, provided a pilot initiated automatic maneuver capable of an aircraft recoveries in situations of unusual attitudes, speed and altitude. This paper addresses the concept of PARS with AARS(Automatic Attitude Recovery System), ATCS(Automatic Thrust Control System) and MARES(Minimum Altitude Recovery Estimation System), and this control law is designed by nonlinear control law design process based on model of supersonic jet trainer. And, this control law is verified by real-time pilot evaluation using an HQS(Handling Quality Simulator). The result of evaluation reveals that the these systems support recovery of an aircraft unusual attitude and speed, and improve a safety of an aircraft.

• 한국항공운항학회지
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• 제23권4호
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• pp.22-29
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• 2015

Quadrotor is widely used in variable application nowadays. Due to its inherent unstable characteristics, control system to augment the stability is essential for quadrotor operation. To design control system and verify its performance through simulation, accurate dynamic model is required. Quadrotor dynamic model is simply compared with conventional rotorcraft such as helicopter. However, the accurate dynamic model of quadrotor is not easy to develop because of the highly correlated aerodynamic effect of each rotor. In this paper, quadrotor dynamic model is identified from the flight data using frequency domain approach. Flight test of quadrotor is performed in closed loop configuration with stability augmentation system included. Frequency sweep input is applied in each of lateral, longitudinal, yaw and heave axis separately. The bare dynamic model is identified from the flight data of quadrotor responses and thrust measurement through Pulse Width Modulation(PWM) data. The frequency responses of identified model match well with those of flight data, and time responses of identified model for doublet input in each axis are also shown to agree with flight data.

• 한국항공운항학회지
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• 제22권1호
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• pp.7-14
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• 2014

This paper deals with recent research cases and directions of Fly-By-Wireless (FBWLS) flight control technology. FBWLS is a new type of flight control system technology with the aim of solving the problems mainly caused by the increasing amount of wires in aircraft to which Fly-By-Wire (FBW) technology applies. Therefore, in FBWLS flight control system the wired communication system is replaced with a wireless communication system. Currently the FBWLS flight control technology is at an initial development stage and thus this paper surveys deals with the cases in the viewpoint of technology feasibility. In this context, this paper analyzes technology that needs further studies to secure the reliability, stability and accuracy to the similar level of the corresponding FBW system. Since the major problems of FBWLS technology are packet losses and time delays so that this paper suggests the research direction of wireless communication protocol selection, optimization of wireless communication network and controller design considered communication environment.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.41-44
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• 2006

50m 비행선 비아50A의 추진시스템은 크게 엔진과 발전기, 인버터, 모터와 프로펠러로 구성되어 있으며, 비행선의 양쪽에 장착된 모터와 프로펠러는 추력편향이 가능하도록 설계/제작하여 비행선의 수직 이착륙이 가능하도록 하였다. 3km 고도까지의 비행시험에서 무선통신을 이용하여 비행선의 상태 데이터를 실시간으로 분석하게 되는데, 본 논문에서는 이렇게 수집된 추진시스템의 상태 데이터를 분석하여 비아50A 추진시스템의 고고도 비행시험 결과에 대해서 정리하였다. 각 구성품의 정상 운용 범위를 고려할때 추진시스템의 모든 데이터들은 안정적인 범위내에서 작동하였음을 확인할 수 있었다.