• 한국항공우주학회지
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• 제40권5호
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• pp.446-453
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• 2012

무인기 개발 시 항공전자시스템의 요구도 검증을 위해 통합시험능력을 제공하는 통합시험환경(SIL)을 개발하였다. 개발된 SIL은 유인항공기 SIL이 보유하고 있는 기능들을 기본적으로 제공하며, 각 구성품인 지상제어 모의, 비행체 모의, 비행환경 모의가 폐루프(Closed-Loop)로 연동되는 구조 하에서 시험 데이터의 가시화 및 시험자동화에 중점을 두고 설계되었다. 이로써 무인기의 복잡하고 수많은 요구도가 개발된 SIL을 통해 간편하고 정확하게 검증될 수 있었다. 개발된 SIL은 4단계의 검증과정을 통해 기능 및 성능의 정확성과 신뢰성이 검증되었으며, 무인기 지상체 및 비행체 통합을 위한 체계 SIL에서도 정상 동작함을 확인하였다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제18권3호
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• pp.640-646
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• 2017

T-50 계열 항공기는 비행 전 지상에서 비상동력계통 작동 점검을 위해 보조동력장치 GEN TEST를 수행하게 된다. 만일 GEN TEST 수행 중 비상동력계통에 전원이 정상적으로 공급되지 않을 경우 ECU의 응답 신호를 통해 보조동력장치가 자동으로 꺼지는 현상이 발생하게 되며, 지상에서 비상동력계통 작동 점검이 정상적으로 이루어지지 않을 경우 더 이상 비행을 할 수 없기 때문에 해당 결함은 항공기 가동률 저하에 큰 원인이 된다. ECU에서 식별된 결함코드는 인버터 결함으로 판별되었으나 인버터 교체 이후에도 동일한 결함이 지속적으로 반복되었다. 본 논문은 인버터가 특정 시간 안에 전압을 생성시키지 못 할 경우 ECU에서는 결함으로 식별되는 것이 확인되었으며, 보조/비상동력계통의, BSG, ESC, 및 ECU의 응답특성을 분석하여 개선된 방법을 제시한다. 또한, 개선된 방법에 대한 검증을 통해 비상동력계통 출력 요구시간 범위 안에 인버터 출력이 정상적으로 생성되는 것을 확인하였으며, 이를 통해 비행전 지상에서 GEN TEST 수행 시 보조동력장치 자동 꺼짐 현상을 효과적으로 예방 할 수 있음을 확인 하였다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제12권7호
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• pp.713-718
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• 2006

Supersonic jet fighter aircraft have several different weapon loading configuration to support air-to-air combat and air-to-ground delivery of weapon modes. Especially, asymmetric loading configurations could result in decreased handling qualities for the pilot maneuvering of the aircraft. The design of the T-50 lateral-directional roll axis control laws change from beta-betadot feedback structure to simple roll rate feedback structure and gains such as F-16 in order to improve roll-off phenomena during pitch maneuver in asymmetric loading configuration. Consequently, it is found that the improved control law decreases the roll-off phenomenon in lateral axes during pitch maneuver, but initial roll response is very fast and wing pitching moment is increased. In this paper, we propose the lateral control law blending between beta-betadot and simple roll rate feedback system in order to decreases the roll-off phenomenon in lateral axes during pitch maneuver without degrading of roll performance.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권5호
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• pp.406-414
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• 2014

본 논문에서는 한국형기동헬기에 탑재된 FMCW형 레이더고도계의 특성에 대해 소개하고 비행시험 및 지상기능점검 중 발생한 레이더고도계의 결함에 대해 기술하였다. 또한 효율적이고 적시적인 결함 분석과 설계개선안 도출을 위해 데이터/제어흐름 모델을 기반으로 결함요인을 분석하고 설계개선안에 대해 시스템 통합 실험과 비행시험으로 검증하였다. 레이더고도계 단품 및 항공기 체계에 대한 검증결과 결함 해소를 확인하였으며 이를 통해 항공기 안전성과 작전수행능력을 향상시켰다.

• 항공우주기술
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• 제3권2호
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• pp.217-228
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• 2004

본 논문은 복합재 패들형 블레이드를 장착한 축소 힌지없는 로터 시스템의 정지 및 전진 비행조건에 대한 회전시험 기술과 결과에 대한 것이다. 축소 로터 시스템은 실물크기 로터 시스템의 구조 자료를 이용하여 프루드 축소화하였고, 허브 flexure는 동일한 로터의 동력학적 특성을 기준으로 금속재와 복합재 2가지를 제작하였다. 2종류의 힌지없는 허브시스템을 KARI의 GSRTS에 장착후 회전 시험을 실시하여 로터 시스템의 리드래그 감쇠비와 공력 하중을 측정하였다. 리드래그 모드의 감쇠비를 산출하기 위해 MBA(Moving Block Analysis)기법을 사용하였고, 허브와 주축 사이에 6분력 발란스를 장착하고, 블레이드에 스트레인게이지를 부착하여 공력하중을 측정하였다. 시험은 제자리 및 전진비행 조건에 따라 지상 및 풍동에서 각각 수행하였다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2006년도 춘계학술대회논문집
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• pp.680-685
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• 2006

This paper describes the aeroelastic stability test of the small-scaled 'Next-Generation Blade(NRSB)' with NRSH (Next-Generation Hub System) and HCTH hingeless hub system in hover and forward flight conditions. Excitation tests of rotor system installed in GSRTS(General Small-scale Rotor Test System) at KARI(Korea Aerospace Research Institute) were tarried out to get lead-lag damping ratio of blades with flexures as hub flexure. MBA(Moving Block Analysis) technique was used for the estimation of lead-lag damping ratio. First, NRSB-1F blades with HCTH hub system, Then NRSB-1F with NRSH hub system were tested. Second, NRSB-2F blades with NRSH hub system were tested. Tests were done on the ground and in the wind tunnel according to the test conditions of hover and forward flight, respectively. Non-rotating natural frequencies, non-rotating damping ratios and rotating natural frequencies were showed similar level fir each cases. Estimated damping ratios of NRSB-1F, NRSB-2F with HCTH and NRSH were above 0.5%, and damping ratio increased by collective pitch angle increasement. Furthermore damping ratios of NRSB-2F were higher than damping ratios of NRSB-1F in high pitch angle. It was confirmed that the blade design for noise reduction would give observable improvement in aeroelastic stability compared to paddle blade and NRSB-1F design.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제16권8호
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• pp.848-856
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• 2006

This paper describes the aeroelastic stability test of the small-scaled 'Next-generation Blade(NRSB)' with NRSH (next-generation hub system) and HCTH hingeless hub system in hover and forward flight conditions. Excitation tests of rotor system installed in GSRTS (general small-scale rotor test system) at KARI (Korea Aerospace Research Institute) were carried out to get lead-lag damping ratio of blades with flexures as hub flexure. MBA(moving block analysis) technique was used for the estimation of lead-lag damping ratio. First, NRSB-1F blades with HCTH hub system, then NRSB- 1F with NRSH hub system were tested. Second, NRSB-2F blades with NRSH hub system were tested. Tests were done on the ground and in the wind tunnel according to the test conditions of hover and forward flight, respectively. Non-rotating natural frequencies, non-rotating damping ratios and rotating natural frequencies were showed similar level for each cases. Estimated damping ratios of NRSB-1F, NRSB-2F with HCTH and NRSH were above 0.5%, and damping ratio increased by collective pitch angle increasement. Furthermore damping ratios of NRSB-2F were higher than damping ratios of NRSB-1F in high Pitch angle. It was confirmed that the blade design for noise reduction would give observable improvement in aeroelastic stability compared to paddle blade and NRSB-1F design.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제19권8호
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• pp.55-63
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• 2018

본 논문에서는 지상 수신기와 항공기 탑재 송신기 간의 장거리 통신시험을 통해 UHF 대역의 전파 수신세기를 측정하고 그 결과를 분석하였다. 지상 수신기는 제주도 해발 1,100m 지점에 위치시키고 항공 탑재 송신기는 지상 수신기로부터 150km에서 220km 거리를 3.5km 이상의 고도로 비행하며 시험을 수행하였다. 이 경우 지상 수신기와 항공 송신기는 가시선(LOS ; Line of Sight)이 확보되는 환경이므로 자유공간손실(FSL ; Free Space Loss)을 토대로 결과를 예측하고 분석을 하는 경우가 일반적이다. 하지만 본 시험의 경우 지상 수신기와 항공 송신기 사이에 해수면이 존재하고, 장거리 통신 환경으로 인하여 반사면에 대한 입사각이 매우 작은 조건으로 직접 파의 자유공간손실 만으로는 정확한 예측 및 분석이 불가능하다. 따라서 주변에 장애물이 없고 두 안테나 사이 가시선이 확보되는 조건을 고려하여 평면 반사 모델과 구면 대지 반사 모델을 토대로 경로 손실을 예측하고 실제 시험결과와 비교하였다. 비교 결과, 구면 대지 반사모델에서 예측한 전파경로 손실 값과 실제 측정결과가 매우 유사한 특성을 보였다.

• 한국광학회지
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• 제22권4호
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• pp.184-190
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• 2011

과학기술위성3호 부탑재체인 소형영상분광기 COMIS(Compact Imaging Spectrometer)는 400 - 1050 nm의 관측 대역에서 분광 관측을 수행하는 영상 분광기이다. COMIS는 2012년 고도 700 km의 원 궤도에서 발사 된 후 27 m의 공간분해능과 2 - 15 nm의 파장 분해능을 갖도록 설계되었다. 본 논문에서는 COMIS 비행 모델의 환경시험 수행결과를 기술한다. 발사 환경인 진동 가진에 의한 영상분광기의 광학적, 구조적인 변화 여부와 우주환경인 열.진공 상태에서의 기능 시험을 수행하여 안정성 및 신뢰성을 검증 받았다. 우주공간에서의 환경으로 일컬어지는 고진공($10^{-5}$ torr이하)과 $-30^{\circ}C{\sim}35^{\circ}C$의 고온 및 저온의 열적 변화 상태를 모사하는 시험에서 정상적인 기능을 보였고, 10 grms의 랜덤 진동 가진 전.후의 고유 진동수는 1% 이내의 변화량을 보였다. 환경시험 전 후로 영상분광기의 변조전달함수(MTF, Modulation Transfer Function) 측정을 하여 광학 성능이 유지됨을 확인하였다. 환경시험을 마친 영상분광기는 현재 과학기술위성3호 본체와의 조립을 진행 중에 있으며 2012년 발사 예정에 있다.

• 한국측량학회지
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• 제22권3호
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• pp.285-291
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• 2004

GPS 및 GPS/INS를 이용한 항공사진측량 방법에서는 항공기에 탑재한 GPS 및 GPS/INS로 촬영 순간의 노출점의 위치와 회전각을 정확히 결정함으로써 외부표정요소 결정을 위한 지상기준점 측량을 생략하거나 또는 최소한의 기준점만을 사용하여 외부표정요소를 결정할 수 있으며, 이에 따라 지형도 제작에 대한 시간과 경비를 크게 절감할 수 있다. 본 연구에서는 수원에 실험지역을 설치하여 전통적 항공사진측량방법과 GPS 및 GPS/INS 항공 사진측량방법을 동시에 수행하고 세 방법의 결과를 비교하여 이들 방법들 간의 정확도를 평가하고자 하였다. 연구결과 전통적 항공사진측량에 비하여 GPS 및 GPS/INS 항공사진측량의 다양한 장점을 확인할 수 있었다. 특히, 외부표정에 필요한 지상기준점의 수는 약 70%～80%이상 절감할 수 있었다.