• 한국항공운항학회지
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• 제4권1호
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• pp.119-129
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• 1996

이 기술해설은 1989년 7 - 8월호 Journal of Guidance and Control ( Vol. 12, No. 4) 에 실린 William H. Phillips의 "Flying Qualities from Early Airplanes to the Space Shuttle"의 논문을 발췌, 번역한 것이다. 여기서는 비행성 연구에 관한 역사적인 발전과정과 비행성 요구조건의 변천에 대하여 그 내용을 비행성의 영역, 초기의 발전과정, 요구조건에 관한 연구, 지령식 조종계통, 돌풍반응과의 관계, 그리고 비행성의 예측과 양식(format)등으로 구분하여 간단히 소개한다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제16권4호
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• pp.95-108
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• 2022

군용항공기의 개발시험과 양산 운용에서의 비행안전을 보장하기 위해 감항성 확보는 매우 중요하다. 비행성 분야의 기준은 최신 감항인증기준인 MIL-HDBK-516C의 6장(비행기술)에서 다루고 있으며, 이 기준의 표준은 군용항공기 비행성 개발규격인 MIL-STD-1797B의 특정 장절을 인용하고 있다. 그러나 2006년에 미 국방부에서 발표된 MIL-STD-1797B는 국내에 공개되지 않았기 때문에, 국내에서 개발되는 군용항공기의 비행성 분야는 이전 기준인 MIL-HDBK-516B Expanded의 6장(비행기술)을 적용한다. MIL-HDBK-516B Expanded내 비행성 기준들의 표준은 각종 개발규격서에서 발췌하여 불명확한 부분이 존재하고, 동일한 내용을 여러 기준들에서 입증해야 하는 어려움이 있다. 따라서 본 연구에서는 MIL-HDBK-516B Expanded의 비행성 기준들을 입증 내용에 따라 분류하고 입증 방안을 제시함으로써, 감항인증 확보를 위한 효과적인 입증방법을 제시하였다.

• 대한인간공학회:학술대회논문집
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• 대한인간공학회 1992년도 추계학술대회논문집
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• pp.26-32
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• 1992

세계적으로 항공기 사고의 통계적 분석에 의하면 항공기 운용자의 인적과실(Human error)로 인한 항공기 사고가 약 70% 이상으로 보고되고 있다. 항공기 운용자의 인적과실에 기인한 요인들 중에서 운용자의 작업량, 작업공간, 작업환경, 인체크기, 인체 생리, 인간 심리 및 습관 등을 항공기 설계단계에서 고려하지 못한 요인이 대부분이다. 일반적으로 항공기 비행품질(Flying qualities)의 영향을 주는 설계분야는 크게 세가지로 항공기 형상(Configuration), 조종체계(Control system)및 조종실 배치(Cockpit layout)로 분류된다. 이들 세가지 설계분야 중에서 조종실의 운용자 인간공학적인 요구 사항을 고려하지 않으면 항공기 운용성 품질중에서 삼분의 일이 감소될 수 있다. 그리고 항공기 개발시에 전담하는 항공기 설계 분야별로 구분하고 그 전담설계 부서들과 인간공학적 조종실 설계 전담 부서가 항공기 비행 품질 및 운용자 인적과실(Human error)에 미치는 영향을 분석하고 인간공학의 중요성을 강조한다. 항공기를 개발할때에 개발자는 그 항공기를 운용하는 운용자의 인체, 생리, 심리, 습관 등을 고려 하여 항공기 조종실의 인간공학적 최적화 설계 및 배치 (Design and layout)를 개발초기단계부터 항공기를 설계할때에, 그 항공기의 조종실 품질은 조종사가 항공기 비행 임무를 수행할때에 항공기 비행을 위한 용이한 정보 인식(Sencing), 용이한 정보 결심(Deciding) 및 용이한 조종(Manipulating)의 특성을 조종사에게 제공할 때 항공기 비행 품질이 좋아질 것이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권1호
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• pp.61-69
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• 2013

항공기 비행성 평가 과정에서는 수많은 평가의 반복이 필요하기 때문에 평가 시스템에 있어서 간결하고 명확한 응용 인터페이스가 중요하다. 본 비행성 평가 프로그램은 달라진 트림 조건의 사용자 환경과 함께 효율적인 비행성 평가 사용자 환경을 구현하였다. 그리고 14 항목으로 선별된 무인 고정익기의 비행성 평가 자동화 모듈을 모두 탑재한 종합평가 환경을 구성하였다. 이에 따라 비행제어시스템 개발은 물론 비행성이 고려된 항공기를 개발함에 있어서 검증 및 평가 과정에 소요되는 비용과 시간을 대폭 감소시키고 향후 확장성을 겸비한 유용한 시험 평가 검증 도구로 활용될 수 있을 것으로 사료된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권8호
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• pp.678-687
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• 2012

우천, 안개 낀 날씨 및 먼지 등에 의해 시계가 확보되지 않는 비행 환경에서의 헬리콥터의 안정성(stability) 및 비행성(flying quality)을 향상시키기 위해 모델 역변환 제어(Model Inversion Control) 방식의 전자식 비행제어시스템(Fly-By-Wire Flight Control System)의 적용은 필수적이다. 선진 항공사인 미국의 Bell-Sikorsky사와 유럽 컴소시움인 NHI(NH Industries)사는 FBW 비행제어시스템을 V-22와 NH-90의 헬리콥터 양산에 적용한 바 있다. 본 논문에서는 BO-105 모델을 기반으로 CONDUIT(Control Designer's Unified Interface)을 활용하여 제자리 비행영역에서 모델 역변환 비행제어법칙을 설계하였으며, 헬리콥터 비행조종성 국제규격인 ADS-33E-PRF을 기준으로 평가하였다. 설계된 비행제어법칙을 CONDUIT과 HETLAS(HElicopter Trim Linearization And Simulation)를 기반으로 평가한 결과, ADS-33E-PRF에서 제시하고 있는 예측 조종성(predicted handling quality) 규격에 대해 비행조종성 Level 1을 만족시킬 수 있었다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제6권7호
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• pp.611-616
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• 2000

This paper presents a design method for the robust flight controller of a hyghly maneuvering aircraft subject to C.G variation. This method is based on LMI(Linear Matrix ZInequality) pole-placement design methodology for the polytopic models. Simulation results show that the proposed LMI-based pole-placement design methodology robustly yields uniform performance with adequate Flying Qualities (FQ) over the entire CG variation range.

• 항공우주기술
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• 제12권1호
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• pp.22-31
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• 2013

틸트로터 항공기인 스마트무인기의 회전익모드, 천이모드, 고정익 모드 비행시험을 수행하여 전체 비행영역에 대한 비행제어법칙 검증을 완료하였다. 회전익모드에서는 자동이륙과 자동착륙, 자동호버 비행 및 자동회귀모드 비행을 수행하였다. 천이모드에서는 틸트각 10도 간격으로 속도, 고도, 롤/방위 유지명령을 이용하여 상승, 하강, 좌선회 및 우선회 비행을 수행하고, 자율천이비행을 수행하였다. 회전익모드와 천이모드에서의 로터속도는 98%를 유지하였고, 고정익 모드 비행은 260 km/h 속도에서 로터 회전수를 82%로 감속하여 최대속도까지 점진적으로 영역확장비행을 수행하였다. 최종적으로 대기고도 3 km에서 최고속도 440 km/h까지 도달하였다. 본 논문에서는 스마트무인기의 전체 비행영역에 대해 비행영역 확장시험을 수행하는 동안 획득된 데이터의 분석결과를 제시하고, 규격서의 비행제어 요구조건과 비교하여 비행성이 요구성능을 만족함을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권10호
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• pp.79-88
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• 2003

전자식 비행제어 항공기의 비행제어계설계, 지상 모의 시험 및 공중 모의 비행시험에 의한 비행성 평가를 수행하였다. 전자식 비행제어 항공기는 고등훈련기 형상을 가지며, 세로축 비행제어법칙은 수직가속도와 피치 각속도 추종시스템이며, 가로/방향축 비행제어법칙은 롤 각속도 및 가로가속도 추정시스템을 채택하였다. 대상항공기의 비행운동 평가는 공중모의 시험 항공기를 활용하였으며, 비행시험결과 최대불안정 영역에서는 Level 1, 착륙 접근 영역에서는 Level 1/2의 만족할 만한 비행성 결과를 보여 본 비행제어계 설계 타당성을 입증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권3호
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• pp.251-257
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• 2012

무인기 및 유인기의 자동비행제어기는 다양한 비행성 규정, 안정도 여유 및 시간응답 특성에 대한 요구조건을 만족할 수 있도록 설계되어야 한다. 기존의 제어기 설계과정은 많은 시간과 시행오차를 수반하기 때문에 최적화 알고리즘을 활용하면 다양한 요구조건들을 충족시키는 제어기를 효율적으로 설계할 수 있다. 본 논문에서는 통합 최적화 제어설계 프로그램인 CONDUIT을 소형 무인기의 횡운동 SCAS 설계에 적용하여 그 효용성을 제시하였다. 최적화를 통해 설계된 롤 자세각 및 방위각 제어기는 시간응답특성만을 고려하여 설계한 기본제어기와 성능을 비교하고 분석하여, 최적화 기법을 적용한 제어기의 성능이 우수하고 다양한 비행성 요구조건을 충족시킬 수 있음을 확인하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제8권4호
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• pp.24-31
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• 2014

The modern version of aircrafts is allowed to guarantee the superior handing qualities within the entire flight envelope by imposing the adequate stability and flying qualities on a target aircraft through the various techniques of flight control law design. Generally, the flight control law of the aircraft in service applies the various techniques of the verified control algorithm, such as dynamic inversion and eigenstructure assignment. The supersonic trainer employs the RSS(Relaxed Static Stability) concept in order to improve the aerodynamic performance in longitudinal axis and the longitudinal control laws employ the dynamic inversion with proportional-plus-integral control method. And, lateral-directional control laws employ the blended roll system of both beta-betadot feedback and simple roll rate feedback with proportional control method in order to guarantee aircraft stability. In this paper, the lateral-directional flight control law is designed by applying dynamic inversion control technique as a different method from the current supersonic trainer control technique, where the roll rate command system is designed at the lateral axis for the rapid response characteristics, and the sideslip command system is adopted at the directional axis for stability augmentation. The dynamic inversion of a simple 1st order model is applied. And this designed flight control law is confirmed to satisfy the requirement presented from the military specification. This study is expected to contribute to design the flight control law of KF-X(Korean Fighter eXperimental) which will proceed into the full-scale development in the near future.