• 한국항공운항학회지
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• 제12권3호
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• pp.1-12
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• 2004

When a straight-in landing from an instrument approach using ILS or VOR/DME is not possible or desirable because of topographical reason or bad weather, a circling approach maneuver is initiated by the pilot to align the aircraft with a runway for landing. Visual contact with the runway is necessary while conducting a circle to land maneuver. This research is to develop a new warning system based on a conventional marker system which alerts pilots to watch out for exceeding the circling approach area. The airborne system also uses the same receiver unit without any new installations. The objective of this research is to design and develop a Yagi antenna in a special form. The research includes computer simulations to determine the size of antenna radiation pattern and to compute an expected flight path in case of alarm to validate effectiveness of the system.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권3호
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• pp.230-236
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• 2018

Anti-G 밸브는 Anti-G Suit에 연결되어 급격한 기동 시 조종사에게 적절한 여압기능을 제공한다. 또한 Anti-G 밸브는 연결된 레귤레이터를 조종하여 기동 간 조종사의 생리학적 산소요구량 증가에 따라 적절한 PBG(Pressure Breathing for G)가 제공되도록 조절한다. FA-50과 같이 고기동 임무가 요구되는 항공기에서 Anti-G 밸브는 조종사의 생존 및 항공기의 안전을 위해 매우 중요한 요소이다. 본 논문에서는 Anti-G 밸브 개발 중 발생된 문제점을 바탕으로 개발 요구도 및 설계개선 내용을 기술하였으며, 개선된 연구에 대해 구성품 성능시험 및 비행시험검증 결과를 함께 소개한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제34권4호
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• pp.331-342
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• 2017

To ensure the successful launch of the Korea pathfinder lunar orbiter (KPLO) mission, the Korea Aerospace Research Institute (KARI) is now performing extensive trajectory design and analysis studies. From the trajectory design perspective, it is crucial to prepare contingency trajectory options for the failure of the first lunar brake or the failure of the first lunar orbit insertion (LOI) maneuver. As part of the early phase trajectory design and analysis activities, the required time of flight (TOF) and associated delta-V magnitudes for each recovery maneuver (RM) to recover the KPLO mission trajectory are analyzed. There are two typical trajectory recovery options, direct recovery and low energy recovery. The current work is focused on the direct recovery option. Results indicate that a quicker execution of the first RM after the failure of the first LOI plays a significant role in saving the magnitudes of the RMs. Under the conditions of the extremely tight delta-V budget that is currently allocated for the KPLO mission, it is found that the recovery of the KPLO without altering the originally planned mission orbit (a 100 km circular orbit) cannot be achieved via direct recovery options. However, feasible recovery options are suggested within the boundaries of the currently planned delta-V budget. By changing the shape and orientation of the recovered final mission orbit, it is expected that the KPLO mission may partially pursue its scientific mission after successful recovery, though it will be limited.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권9호
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• pp.752-761
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• 2014

뛰어난 기동성으로 인한 최근 쿼드로터에 대한 관심의 증대는 다양한 형태의 멀티로터 비행체의 개발 및 상용화를 이끌었으며, 레져용으로 사용자들이 쉽게 사용할 수 있는 다양한 쿼드로터 제품들이 등장하고 있다. 이 중에서 최근 Parrot사에서 제작한 AR.Drone은 사용자를 위한 내부 안정화 루프를 탑재하고 있기 때문에 초보자들도 쉽게 제어할 수 있는 장점이 있다. 이러한 AR.Drone의 시스템을 이용하면 다양한 형태의 다수 무인기 시스템을 쉽게 구축할 수 있다. 이러한 특성을 바탕으로 한국항공우주연구원에서는 다수의 AR.Drone을 이용한 실내 군집비행 연구를 진행 중에 있다. 이러한 다수의 무인비행체를 이용한 실내 군집비행을 위해서는 개개의 비행체에 대한 위치제어 및 서로간의 충돌을 방지하기 위한 알고리즘이 필요하다. 이를 위해서 본 논문에서는 다수의 실내 무인기의 원활한 기동을 위해 개발한 충돌회피 기동 제어기를 소개하고자 한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제36권4호
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• pp.293-306
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• 2019

In this study, the observational arc-length effect on orbit determination (OD) for the Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO) in the Earth-Moon Transfer phase was investigated. For the OD, we employed a sequential estimation using the extended Kalman filter and a fixed-point smoother. The mission periods, comprised between the perigee maneuvers (PM) and the lunar orbit insertion (LOI) maneuver in a 3.5 phasing loop of the KPLO, was the primary target. The total period was divided into three phases: launch-PM1, PM1-PM3, and PM3-LOI. The Doppler and range data obtained from three tracking stations [included in the deep space network (DSN) and Korea Deep Space Antenna (KDSA)] were utilized for the OD. Six arc-length cases (24 hrs, 48 hrs, 60 hrs, 3 days, 4 days, and 5 days) were considered for the arc-length effect investigation. In order to evaluate the OD accuracy, we analyzed the position uncertainties, the precision of orbit overlaps, and the position differences between true and estimated trajectories. The maximum performance of 3-day OD approach was observed in the case of stable flight dynamics operations and robust navigation capability. This study provides a guideline for the flight dynamics operations of the KPLO in the trans-lunar phase.

• 한국추진공학회지
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• 제16권1호
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• pp.64-71
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• 2012

환경조절장치는 일반적으로 냉각기계와 열교환기를 주요 구성품으로 한다. 그런데, 본 연구에서는 환경조절장치의 천이성능 향상을 위하여 상변화 열교환기를 추가하는 새로운 개념을 제시하였다. 그 효과는 상변화 열교환기를 포함하는 환경조절장치의 모델링 프로그램을 개발하여 이륙, 기동, 순항, 착육 등과 같은 다양한 비행조건에 대하여 평가되었다. 다양한 조건에서의 시뮬레이션 결과, 회수되는 공기의 온도가 $80^{\circ}C$ 이내를 유지하는 것이 확인되어, 상변화 열교환기를 포함하는 새로운 환경조절장치의 개념이 성공적으로 검증되었다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권3호
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• pp.70-77
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• 2019

본 논문에서는 헬리콥터의 유입류 모델에 따라 헬리콥터에서 발사되는 로켓의 궤적에 대한 영향성을 비행역학 해석을 통해 검토하였다. 무장형상의 비선형 비행역학 해석모델은 UH-60 헬리콥터 형상으로 구성하고 헬리콥터에서 발사되는 발사체의 궤적예측에는 HYDRA 70 로켓을 이용하였다. 다양한 로터 유입류 모델을 사용하여 각각의 모델에 따라 로켓 발사궤적에 미치는 영향을 검토하였다. 또한 헬리콥터의 다양한 비행조건에 대해 로켓 발사 시뮬레이션 해석을 수행하고 로켓이 로터 디스크 면과 근접하는 위험한 로켓발사 비행영역을 검토하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권6호
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• pp.548-556
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• 2015

F-22, F-16 및 F-15와 같은 고성능 전투기는 전투성능의 극대화를 위해 고기동성(highly maneuverable)을 보유하고 있다. 이로 인해 고기동 시에 조종사는 고중력가속도(high gravity acceleration)에 노출되고 피로도(fatigue)의 증가로 임무효율의 저하가 발생하며, 심할 경우에는 의식상실(Gravity-induced Loss Of Consciousness, GLOC)에 직면할 수 있다. 선진 항공업체에서는 조종사가 고중력가속도에 견딜 수 있는 내성을 향상시켜 의식상실에 진입하는 것을 방지하는 다양한 기술을 항공기에 적용하고 있다. 특히, 가속도방호복(Anti-G Suit)은 GLOC으로 인한 의식 상실을 방지할 수 있을 뿐만 아니라, 전투 기동 시에 조종사의 피로를 감소시킴으로써 임무성공률을 향상시킬 수 있다. 본 논문에서는 초음속 고등훈련기 모델을 기반으로 하여 고기동 시에 중력가속도의 증가에 따라 AGS에 최적의 공기압을 제공할 수 있는 제어알고리즘을 개발하고 검증하였다. 이러한 결과는 추후에 체계개발이 진행될 한국형전투기개발사업(Korean Fighter eXperimental, KF-X)에서 핵심기술을 개발하는데 기여하리라 기대한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권7호
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• pp.105-111
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• 2006

항공기 엔진은 항공기가 각종 기동을 수행하도록 추력을 발생하는 것 외에 기동 수행을 위해 작동되는 조종면에 공급될 유압계통의 동력과 각종 항전장비 작동을 위한 전기계통의 동력을 공급한다. 엔진으로부터 제공되는 동력은 엔진의 고압압축기로부터 추출되기 때문에 축마력(Horsepower Extraction, HPX)이라하며, 추출되어 제공되는 엔진 축마력이 유압계통과 전기계통에서 요구하는 요구 축마력보다 작게 되면 엔진에 과도한 부하가 걸려 엔진회전수 감소(Rollback) 및 심한 경우 실속(stall)등이 발생할 수 있다. T/A-50체계개발 동안 요구 축마력과 엔진의 공급 축마력에 대한 비교 해석을 수행하였고, 해석 결과 엔진 축마력이 요구 축마력보다 작은 것을 확인하였다. 엔진 축마력 증가를 위한 엔진 제어 스케쥴 변경이 수행되었으며, 변경된 제어 스케쥴이 장착된 엔진을 이용하여 T/A-50비행시험을 수행하였다. 비행시험 결과를 통해 해석 결과 및 변경된 제어 스케쥴의 타당성을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권8호
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• pp.50-55
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• 2005

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 이러한 불안정하게 설계된 항공기가 주어진 비행임무에 대하여 만족스런 안정성과 조종성능을 발휘할 수 있도록 비행성능을 조작하는 일련의 과정이다. 전투기의 조종성능은 공대공 전투(Air-to-Air Fighting)와 공대지 전투(Air-to-Ground Fighting)로 분류할 수 있다. 공대공 전투 시에는 전체포착(Gross Acquisition) 및 정밀추적(Fine Tracking)성능을 동시에 만족해야 한다. T-50 비행시험 결과, 공대공 추적에서 전체포착성능은 만족하지만, 정밀추적성능은 만족하지 못하였다. 본 논문에서는 정밀추적성능의 향상을 위해 새로운 개념의 세로축 제어법칙 적용에 관한 연구 방향을 제시하였다. HQS 조종사 시뮬레이션 및 비행시험 결과, 본 제어법칙을 적용하였을 때 전체포착성능의 저하 없이 정밀추적성능을 개선시킬 수 있었다.