• Current Industrial and Technological Trends in Aerospace
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• v.5 no.2
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• pp.58-66
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• 2007

지상, 항공 및 우주를 이동하는 모든 물체는 반드시 자신의 자세를 결정하기 위해서 여러 가지 센서들을 장착하여 그 신호를 이용해서 자동 항법, 유도 및 제어를 수행한다. 이때, 동역학 특성이 빠른 시스템들은 반드시 각속도를 측정할 수 있어야 하는데 이를 해결하는 장비가 자이로인 것이다. 본 논문에서는 다양한 자이로를 소개하며 그 원리와 성능 그리고 적용 분야에 이르기까지 현황을 집중 분석하고 특히 세계적인 자이로 개발업체를 소개하면서 그 업체가 보유하고 있는 제품들을 일부 소개한다. 자이로는 초창기 김벌 시스템을 이용한 관성원리를 적용한 것부터 시작하여 현재는 광학 시스템을 적용한 RLG 및 FOG 자이로가 많은 분야에서 사용되고 있고, 최근 새롭게 부각되어 개발을 시작하고 있는 MEMS 자이로가 있는데 아직 우주 비행체 분야에서는 적용되지 못하고 있다. 그리고, 자이로의 큰 범주로 다루어지지는 않지만 자기력을 이용해서 회전체인 로터와 고정체인 플랫폼 사이에 기계식 접촉이 전혀 없는 새로운 시스템인 ESG 자이로도 일부 상용으로 생산되고 있다. 현재까지는 기계식 자이로의 정밀도 및 안정성이 광학식 자이로보다 우수하여 많이 사용되고 있지만 최근의 개발 추세로 보면 곧 광학식 자이로의 강세가 두드러질 것으로 보인다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.6 no.2
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• pp.21-28
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• 2007

The goal of this paper is to represent a technique of fault detection for the control surface as a base research of the fault tolerant control system for safety improvement of UAV. The real-time system identification based on the recursive Fourier Transform was implemented for the fault detection of the control surface and verified through the HILS and flight test. The failures of the control surface are detected by comparing the control derivatives in fault condition with the normal condition. As a result from the flight test, we have confirmed that the control derivatives of fault condition less than normal condition.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.44 no.11
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• pp.965-972
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• 2016

This paper presents results of flight experiments on a navigation algorithm including multiplicative extended Kalman filter for estimating attitude of the guided munition. The filter describes orientation of aircraft by data fusion with low-cost sensors where measurement update is done by multiplication, rather than addition, which is suitable for quaternion representation. In determining attitude from vector observations, the existing approach utilizes a 3-axis accelerometer as a 2-axis inclinometer by measuring gravity to estimate pitch and roll angles, while GNSS velocity is used to derive heading of the vehicle. However, during accelerated maneuvers such as coordinated flight, the accelerometer provides inadequate inclinometer measurements. In this paper, the measurement update process is newly defined to complement the vulnerability by using different vector observations. The acceleration measurement is considered as a result of a centrifugal force and gravity during turning maneuvers and used to estimate roll angle. The effectiveness of the proposed method is verified through flight experiments.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 1993.04a
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• pp.35-39
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• 1993

항공기의 플러터 현상을 예방키 위한 개발시의 주요 공학적 임무로는 플러 터 해석, 풍동 플러터 시험, 실기체에 대한 지상진동시험 및 비행 플러터 시 험이 있다. 이들 업무는 군용 항공기의 경우에는 군사 규격서, 민간 항공기 의 경우는 FAR 규정 등에 항공기 개발 및 개조시에는 필히 수행토록 명시 되어 있으며, 특히 개발항공기의 인증을 받기 위해서는 초도 비행전까지 필 수적으로 완료되어야 하는 업무이다. 이중 항공기 지상진동시험은 개발항공 기의 초도 비행전에 실기체를 대상으로 하는 구조 동특성 규명시험으로써 플러터 해석 모델의 정확도를 입증하고 그 해석모델을 수정하거나 개선시키 는데 필요한 구조의 동특성 변수들을 실험적으로 규명하는 시험이다. 이 시 험은 개발된 항공기의 초도비행허가를 획득하고 비행속도제한을 설정키 위 해서 초도비행 직전에 초도 개발 비행기를 대상으로 필수적으로 수행되어야 하는 필수적 시험이다. 이에 따라 개발된 항공기의 전기체 지상진동시험을 수행하였고, 시험데이터의 모달해석을 하였다. 이 시험을 수행하기 위해 3개 의 가진기를 사용하였고, 모두 159개의 지점에서 주파수응답 함수를 얻었다. 최대 48 채널의 데이터 획득시스템을 사용하였으므로, 네번에 걸쳐 측정위치 를 옮겨 전체데이타를 획득하였다. 지상진동 시험의 최종해석 결과는 유한요 소 모델의 유효성을 검토하는데 사용되었고, 시험 데이타를 이용한 가진응답 해석(Forced Response Analysis)을 통하여 비행플러터 시험시에 사용되는 플러터 가진기의 위치선정 및 가진력의 크기를 결정하는데 이용하였다.ncy)가 저주 파수대로 천이(Lower Shift)하는 현상이 나타났으며, 일정한 작업량이라도 작업중량을 줄이고 작업 빈도를 높여서 작업할 경우에 이러한 현상이 더욱 두드러졌다. 작업시간의 경과에 따른 MVIS의 감소 현상은 작업빈도가 높고 비대칭형 작업일 때 가장 크게 나타났다. 총손실을 줄이고, 상대적 비용절감효과를 갖게할 수 있다고 하였다. 따라서 본 연구에서는 성인 여성기성복의 치수적합성을 높이기위하여 출산 후 중년에 접어 들면서 체형이 변화되는 것을 고려하여 연령을 분류하고(18세-34세, 30세-51세), 각 연령 집단에 따른 체형을 각각 3가지로 분류하였다. 이에 따라 의복 생산시의 총손실을 줄이기위한 상의, 하의생산시 필요한 부위별 최적규격치 간격을 제시하였다.적인 기능으로 보여지는 것에 좁혀서 작업능력의 연령증가 변화에 대하여다원적 평가를 하는 것이 실제적이라고 할 수 있다. 따라서 본 연구에서는 인간이 가지고 있는 다수의 기능중에서 수지교 치성과 연령증가와의 관계를 조사한다. 만약 연령증가 만으로 수지교치성을 평가 할 수 없는 경우에는 어떠한 요인이 수지기민성의 변화에 영향을 미치는가를 검토한다.t list)에서 자동적으로 사건들의 순서가 결정되도록 확장하였으며, 설비 제어방식에 있어서도 FIFO, LIFO, 우선 순위 방식등을 선택할 수 있도록 확장하였다. SIMPLE는 자료구조 및 프로그램이 공개되어 있으므로 프로그래머가 원하는 기능을 쉽게 추가할 수 있는 장점도 있다. 아울러 SMPLE에서 새로이 추가된 자료구조와 함수 및 설비제어 방식등을 활용하여 실제 중형급 시스

• Journal of Institute of Control, Robotics and Systems
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• v.10 no.2
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• pp.131-138
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• 2004

Automatic flight control system (AFCS) for a low-cost unmanned aerial vehicle is described in this paper. Development process and block diagram of the AFCS are introduced. The flight control law for longitudinal and lateral channel autopilot is designed using optimization process. In this procedure, the performance index is composed of desired location of closed loop system poles and H$_2$norm of the resultant flight control system. This procedure is applied to the autopilot design of an unmanned target vehicle. Performance of the AFCS is evaluated by processor-in-the-loop simulation test and flight test. These results show that the AFCS has acceptable performance fur low cost UAV.

• Journal of Institute of Control, Robotics and Systems
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• v.18 no.5
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• pp.433-438
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• 2012

In this paper, a operation network system equipped with onboard wireless communication systems and ground-based mission control systems is proposed for swarm flight of small UAVs. This operating system can be divided into two networks, UAV communication network and ground control system. The UAV communication network is intend to exchange the informations of navigation, mission and flight status with minimum time delay. The ground control system consisted of mission control systems and UDP network. Proposed operation network system can make a swarm flight of various UAVs, execute complex missions decentralizing mission to several UAVs and cooperte several missions. Finally, PILS environments are developed based on the total operating system.

• Journal of Institute of Control, Robotics and Systems
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• v.10 no.6
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• pp.557-565
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• 2004

The Korean space program was marked by the successful launching of a KSR-III liquid propelled sounding rocket. The Inertial Navigation System (INS) which carries out critical mission functions of navigation, guidance and control was domestically developed and perfectly certified through the flight test. The system consists of a strapdown inertial measurement, an onboard computer and flight software. This paper will describes the development works of the inertial navigation system, including top level system design, hardware and software. And it summarizes flight results.

• Proceedings of the Korea Information Processing Society Conference
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• 2016.10a
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• pp.728-730
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• 2016

드론 기반의 항공촬영 기법을 영화제작에 적용토록 하기 위해 드론 기반의 스토리보드 제작 시스템을 제안한다. 제작 시스템은 항공촬영 수행 전, 비행 시뮬레이션을 수행하여, 다양한 스토리보드 세트를 수집한다. 감독은 스토리보드 세트 중 가장 적합한 스토리보드를 선택한다. 선택된 스토리보드에는 촬영 영상정보와 함께, 드론 제어정보들이 포함된다. 드론의 제어정보를 실제 촬영에서 사용하여, 정밀한 항공촬영을 지원할 수 있다.

• Proceedings of the Korean Society of Computer Information Conference
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• 2019.07a
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• pp.245-246
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• 2019

본 논문에서는 GUI(Graphical User Interface)를 이용하여 다수의 드론을 동시 제어하는 시스템 구현 결과를 보인다. 네트워크 소켓(Network Socket) 응용 프로그램인 Packet Sender를 이용하여 다수의 드론을 AP(Wireless Access Point)에 연결하였다. Python 응용 프로그램으로 UDP(User Datagram Protocol) 소켓을 통해 AP에 연동된 드론으로 명령을 전송하여 제어한다. Python GUI 모듈인 Tkinter를 이용하여 사용자에게 GUI를 제공함으로써 접근성(Accessibility)을 높인 시스템을 개발하였다.

• The Journal of The Korea Institute of Intelligent Transport Systems
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• v.15 no.1
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• pp.102-108
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• 2016

A flying drone generates vibrations in a great variety of frequencies, and it requires a gimbal system stabilization loop design in order to obtain clean and accurate image from the camera attached to the drone under this environment. The gimbal system for drone comprises the structure that supports the camera module and the stabilization loop which follows the precise angle while blocking the vibration from outside. This study developed a dynamic model for one axis for the stabilization loop design of a gimbal system for drones and applied classical PID controller and intelligent PID controller. The Stabilization loop design was developed by using MATLAB/Simulink and compared the performance of each controller through simulation. Especially, the intelligent PID controller can be designed almost without the dynamic model and it demonstrates that the angle can be followed without readjusting the parameters of the controller even when the characteristics of the model changes.