• 한국지능시스템학회:학술대회논문집
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• 한국퍼지및지능시스템학회 2002년도 추계학술대회 및 정기총회
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• pp.143-147
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• 2002

본 논문에서는 비행물체의 운동에 기초한 지능제어 알고리즘을 사용하여 대기의 환경적 요인과 기체형태 및 추력의 인위적 요인들간의 복잡한 함수관계를 지식과 경험에 의한 제어규칙으로서 비행안정성 확보와 자율비행을 위한 비행 자세제어를 행하였다. 비행 자세제어를 위하여 사용한 지능제어기는 다변수 입력 및 출력이 가능하며 강인성을 지닌 퍼지제어기를 사용하였다 실험을 위해 모형비행기와 자세 검출용 센서를 제작하고, 비행 전문가의 지식과 경험을 기초로 하여 작성한 제어규칙에 의하여 프로그램 된 퍼지제어기를 수 차례의 시험비행을 통해 제어규칙을 조정한 결과 안정된 자세제어를 행할 수 있었다.

• 전력전자학회:학술대회논문집
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• 전력전자학회 2014년도 전력전자학술대회 논문집
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• pp.49-50
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• 2014

본 논문에서는 유도형 활공 탄약의 비행경로 제어와 자세유지를 위해 장착된 꼬리 날개 구동을 위한 BLDC 전동기 제어시스템을 개발하였다. 이 시스템에서는 높은 고도에서의 비행 시 압력에 취약한 홀(Hall) 센서와 같은 회전자의 위치 검출 센서를 사용하지 않는 센서리스(Sensorless) 구동 방식을 적용하였다. 측정된 극전압으로부터 상전환 신호를 추출하여 BLDC 전동기의 센서리스 구동을 실현하였으며, 또한 상전환 신호로부터 추정된 속도를 사용하여 속도 제어를 통해 꼬리날개의 변위 명령 추종을 위한 위치 제어를 수행하였다. 실제 구현된 시스템에서의 실험을 통해 개발된 센서리스 제어 알고리즘을 적용하여 위치 제어의 성능이 우수함을 확인하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제16권4호
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• pp.60-67
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• 2022

일반적인 항공기의 전자광학추적장비(Electro-Optical Tracking System, EOTS)는 EO/IR, 레이저 센서 등의 구성품으로 구성된다. 표적 획득 시 요구되는 표적 좌표는 내부 구성품인 관성측정장비(Inertial Measurement Unit, IMU)에서 측정되는 자세와 가속도 측정값을 이용하여 획득된다. 특히 무장시스템을 운용하는 항공기의 경우, 무장 발사를 위한 표적 좌표를 얼마나 신속하고 정확하게 획득하는가에 따라 무장시스템의 성능이 좌우된다. 무장시스템에서 요구하는 좌표 정확도를 충족하기 위해서는 IMU가 정렬 완료 상태에서 운용되어야 하므로 신속하게 자세와 가속도를 측정하여 IMU 초기 안정화 시간을 단축하여야 한다. IMU의 정렬은 IMU의 자세 오차를 해소하여 초기 자세를 결정하는 과정이며, 항공용 EOTS와 같은 임무장비의 IMU는 항법용 GPS/INS의 속도 정보를 기준으로 하는 속도정합 전달정렬을 수행한다. 본 논문에서는 이러한 속도정합 전달정렬 시간 단축을 위해 항공기와 임무장비의 자세 변화를 통한 전달정렬 성능 개선방안을 제시하였다. 먼저 전달정렬 모델과 시뮬레이션 결과를 통해서 EOTS의 전달정렬이 지연되는 요소가 방위각 오차임을 식별하였다. 그리고 EOTS의 방위각 오차 해소를 위해 항공기의 가속도 기동 및 EOTS의 자세 변화가 요구됨을 확인하였다. 최종적으로 OOO 항공기 체계에 적용한 비행시험 결과, 항공기 가속도 약 0.2g 이상이 발생하면서 EOTS가 6.7deg/s 각속도로 고각 운동 시 그렇지 않을 때보다 5배 이상 빠르게 정렬이 완료되어 전달정렬 성능이 개선되었다.

• Journal of Biosystems Engineering
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• 제37권3호
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• pp.192-200
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• 2012

Purpose: Aerial application of chemicals with an agricultural helicopter allows for precise and timely spraying and reduces working labor and pollution. An attitude controller for an agricultural helicopter would be helpful to aerial application operator. The objectives of this paper are to determine the transfer function models and to estimate the handling qualities of a bare-airframe model helicopter. Methods: Transfer functions of a model unmanned helicopter were estimated by using NAVFIT and DERIVID modules of the $CIFER^{(R)}$ program to the time history data of frequency sweep flight tests. Control inputs of the transfer functions were elevator, aileron, rudder and collective pitch stick positions and the outputs were resulting on-axis movements of the fuselage. Results: Minimum realization of the transfer functions for pitch rate output to elevator control input and roll rate output to aileron control input produced second order transfer functions with undamped natural frequencies around 3.0 Hz and damping ratios of 0.139 and 0.530, respectively. The equivalent time delays of the transfer functions ranged from 0.16 to 0.44 second. Sensitivity analysis of the proposed parameters allowed derivation of minimal realization of the transfer functions. Conclusions: Handling quality of the model helicopter was addressed based on the eigenvalues of the transfer functions, corresponding undamped natural frequencies with damping ratios. The equivalent time delays of the lateral-directional motion ranged from 0.16 to 0.44 second, longer than the 0.1 to 0.15 second requirement for well-controlled typical manned aerial vehicles.

• 항공우주기술
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• 제11권2호
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• pp.195-207
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• 2012

본 논문에서는 나로호 질소가스 추력기시스템에 대한 자세제어기 설계 과정과 종합성능 시험에 대해 다루고 있다. 발사체의 비행 안정성을 보장하도록 추력기 자세제어기 설계를 수행하는 데 있어서 반드시 고려해야 할 주요 사항들에 대해 살펴보고 관계식을 제시하였다. 나로호 질소가스추력기 시스템에 대한 시스템레벨 종합성능시험을 위한 시험구성과 시험조건 등을 정리하였고, 성능시험 데이터로부터 추력기 시스템의 가스 소모량, 추력, 시간 지연, 비추력 특성 등의 운용 성능과 추력기 자세제어기의 비행 적합성 평가가 가능함을 보였다. 최종적으로, 1차 비행시험 결과를 통해, 나로호 탑재 추력기 자세제어시스템이 충분한 안정성 여유을 가지고 정상적으로 동작하였음을 보였다.

• 한국전자파학회논문지
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• 제15권3호
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• pp.311-318
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• 2004

PCM/FM과 같은 디지털 변조 방식의 텔레메트리 시스템에 있어서 비트 에러율(BER)을 최소화하여 수신된 신호의 품질을 향상시키기 위해서는 충분히 안정된 신호마진을 갖도록 회선설계가 이루어져야 한다. 특히 고속으로 이동하는 비행체의 경우에는 비행체 자세에 따른 송수신 안테나 사이의 안테나 이득패턴의 변화와 비행거리에 따른 손실이 동반되어지며 이로 인해서 회선상의 요동이 발생된다. 본 논문에서는 2002년 11월에 한국항공 우주연구원에서 시험 발사되었던 국내 최초 액체로켓 KSR-III의 비행시험 중에 S-대역 지상국에서 측정된 텔레메트리 신호의 신호대잡음비(SNR) 변화와 로켓의 비행 궤적 및 롤, 피치, 요 등의 자세변화를 고려하여 시뮬레이션으로 계산된 결과를 비교 분석하였으며 이를 통해 회선마진의 변화가 잘 일치함을 확인할 수 있었다. 또한, 탑재 안테나 개수가 1개인 경우와 롤 변화가 없는 가상의 비행 상황에 대해서 시뮬레이션을 수행하여 회선 변화를 예측할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권4호
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• pp.25-32
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• 2006

현대의 고성능 전투기는 공력성능 및 조종성능의 향상을 위하여 대부분 세로축 방향으로 항공기를 불안정하게 설계하는 정안정성 완화(Relaxed Static Stability) 개념을 채택하고 있다. 비행제어법칙의 설계 작업은 불안정하게 설계된 항공기에 안정성(Stability)을 부여하고, 주어진 비행임무에 대하여 만족스런 조종성능(Controllability)을 발휘할 수 있도록 비행성능을 조작하는 일련의 과정이다. 항공기의 세로축 운동은 장주기 및 단주기 운동이라는 2개의 감쇠진동 모드가 중첩되어 있다고 간주한다. 전투기에서 세로축 제어법칙설계는 장주기 모드가 설계대상으로 고려되지 않으며, 미 군사규격인 MIL-F-8785C에 정의되어 있는 단주기 모드(Short Period Mode)의 요구조건을 이용하여 주파수와 감쇠비를 최적화한다. 이 때, 제어법칙이 포함된 고차시스템을 저차 등가시스템으로 등가 시켜 판별한다. 현재까지 항공기의 단주기 운동 특성에 관한 연구는 활발하게 진행되어 왔으나, 장주기 운동 특성에 관한 연구는 그렇지 못하였다. 본 논문에서는 T-50 훈련기의 장주기 모드 운동 특성을 분석하기 위해 선형 및 비선형해석을 수행하였으며, 받음각제한기 및 자동 피치자세각 트림 명령이 세로축 운동에 미치는 영향성을 분석하였다.

• 한국전자파학회논문지
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• 제28권3호
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• pp.225-236
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• 2017

본 논문은 항공기용 다기능 레이다의 성능 평가를 위한 레이다/환경 통합 시뮬레이터 구축 및 검증에 대해 설명한다. 항공기 운용 시나리오 구현을 위해 6자유도 동역학 모델을 적용하였다. 항공기 6자유도 강체 동역학 모델에서 항공기의 자세 기동을 고려한 궤적 생성을 위해 정상 상태 비행 평형점 탐색, 오토파일럿 설계, 항공기 유도 명령 생성을 진행하였다. 레이다 시뮬레이터 구축을 위해 레이다의 표적 탐지 및 측정 모델, 추적 필터를 포함하는 레이다 운용 모델이 고려되었다. 이를 통해 항공기의 자세 기동을 고려한 다기능 레이다/환경 통합 시뮬레이터를 구현하였고, 특정 공대공 시나리오를 생성하여 레이다/환경 통합 시뮬레이터를 시험 및 검증하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제29권3호
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• pp.305-313
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• 2012

We conducted thermal analyses and cooling tests of the space observation camera (SOC) of the multi-purpose infrared imaging system (MIRIS) to verify passive cooling. The thermal analyses were conducted with NX 7.0 TMG for two cases of attitude of the MIRIS: for the worst hot case and normal case. Through the thermal analyses of the flight model, it was found that even in the worst case the telescope could be cooled to less than $206^{\circ}K$. This is similar to the results of the passive cooling test (${\sim}200.2^{\circ}K$). For the normal attitude case of the analysis, on the other hand, the SOC telescope was cooled to about $160^{\circ}K$ in 10 days. Based on the results of these analyses and the test, it was determined that the telescope of the MIRIS SOC could be successfully cooled to below $200^{\circ}K$ with passive cooling. The SOC is, therefore, expected to have optimal performance under cooled conditions in orbit.

• 한국추진공학회지
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• 제19권1호
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• pp.87-97
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• 2015

지상 조건에서 우주비행체의 기동 및 자세제어 로직을 검증하기 위한 일반적인 방법으로는 우주비행체 설계단계에서 비행 소프트웨어를 이용한 시뮬레이션과 우주비행체 조립 후 시스템 수준에서의 통합 기능시험이 있다. 최근에는 소형화 및 정밀화된 부품들을 사용함으로써 지상에서도 시뮬레이터의 구동을 통해 우주비행체의 기동 및 자세제어 로직을 검증하는 연구가 활발하게 진행되는 추세다. 본 연구에서는 우주비행체 시뮬레이터의 개념설계 수행시 필요한 기초 데이터를 도출하기 위해 시뮬레이터용 냉가스 추진시스템에 대한 연구개발 동향 및 주요 성능 특성에 대해 조사하였다.