• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제14권9호
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• pp.916-924
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• 2008

In this paper dynamic modeling parameters were estimated using a frequency domain estimation method. A systematic flight test method was employed using preprogrammed multistep excitation of the swashplate control input. In addition when one axis is excited, the autopilot is engaged in the other axis, thereby obtaining high-quality flight data. A dynamic model was derived for a small scale unmanned helicopter (CNUHELI-020, developed by Chungnam National University) equipped with a Bell-Hiller stabilizer bar. Six degree of freedom equations of motion were derived using the total forces and moments acting on the small scale helicopter. The dynamics of the main rotor is simplified by the first order tip-path plane, and the aerodynamic effects of fuselage, tail rotor, engine, and horizontal/vertical stabilizer were considered. Trim analysis and linearized model were used as a basic model for the parameter estimation. Doublet and multistep inputs are used to excite dynamic motions of the helicopter. The system and input matrices were estimated in the frequency domain using the equation error method in order to match the data of flight test with those of the dynamic modeling. The dynamic modeling and the flight test show similar time responses, which validates the consequence of analytic modeling and the procedures of parameter estimation.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제6권12호
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• pp.1120-1125
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• 2000

This paper presents a technique for estimating the attitude of a model helicopter at near hovering using a combination of inertial and non-inertial sensors such as gyroscope and potentiometer. To estimate the attitude of helicopter a simplified indirect Kalman filter based on sensor modeling is derived and the characteristics of sensors are studied, which are used in determining the optimal Kalman gain. To verify the effectiveness of the proposed algorithm simulation results are presented with real flight data. Our approach avoids a complex dynamic modeling of helicopter and allows for an elegant combination of various sensor data with different measurement frequencies. We also describe the method of implementation of the algorithm in the model helicopter.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제2권1호
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• pp.1-6
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• 2008

In this paper, full body modeling and analysis of nose and main landing gear's characteristics of a helicopter are performed using the dynamics analysis program ADAMS. Also, when land limiting about helicopter body's degree-of-freedom, compared the characteristics. In the case of helicopter, because there are a lot of dangerous missions under flight condition that is disadvantageous than fixed wing airplane, need more detailed research for a helicopter.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권9호
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• pp.783-791
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• 2007

FAA AC 120-63 등급 C 또는 FTD 등급 5에 규정된 헬리콥터 모의 비행 훈련장치에 사용될 단일 로터 회전익기의 수학적 모델에 대해 고찰하였다. 선정된 비행 운동 모델의 비행 운동 성능 평가를 통해서 그 유용성을 파악하였다. 이로부터 훈련은 물론 조종 성능시험이 가능한 비행 훈련장치 개발을 통해서 헬리콥터 비행성 평가를 위한 모의 비행 시험환경을 구현하였다.

• 시스템엔지니어링학술지
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• 제11권2호
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• pp.75-83
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• 2015

This paper describes modeling & simulation(M&S) model for dynamic analysis of helicopter rotor blades. Simulation model is developed using Dymola tool which implements the open source language - Modelica. Modelica is appropriate for developing multibody dynamic analysis model. To develop an M&S model efficiently, model based systems engineering(MBSE) is applied. Some diagrams such as requirement diagram, block definition diagram and sequence diagram etc. are drawn to capture the concept of M&S model. This activity is done utilizing the open source tool - Papyrus.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권8호
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• pp.56-64
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• 2005

모형헬리콥터를 이용한 무인항공기 설계를 위해 비선형 형태의 수학적 모델이 선행되어야 한다. 모형헬리콥터는 실기 헬리콥터에 비해 회전수가 훨씬 높으며 따라서 동특성도 실물기에 비해 훨씬 빠르다는 차이점이 있다. 본 논문에서는 축소형 헬리콥터의 수학적 모델링에 필요한 정식화과정으로서 복잡성을 최소화하면서도 실제의 동특성에 잘 부합하도록 각 구성요소별로 계산한 후 전체로 합산하는 방법을 제시하였다. 제자리 비행과 전진비행에서 수치계산을 통해 트림 값들을 계산하고 제자리 비행조건에서 선형 시스템을 해석하여 모형헬리콥터의 비행모드를 분석하였다. 계산결과 일반적인 경향은 몇 가지 작은 부분 이외에는 대체로 다른 연구결과와 비슷하였다. 이 과정을 검증하기 위해서 비행시험을 수행하여 시스템식별에 의한 결과와 비교하는 연구가 후속 수행될 예정이다.

• 전기학회논문지
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• 제64권7호
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• pp.1074-1080
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• 2015

In the last decades, the increasing interest in unmanned aerial vehicle(UAV) for military, surveillance, and rescue applications made necessary the development of flight control theory and body structure more and more efficient and fast. In this paper, we describe the design and performance of a prototype hexarotor UAV platform featuring an inertial measurement unit(IMU) based autonomous-flying for use in bluetooth communication environments. The proposed system comprises the construction of the test hexarotor platform, the implementation of an IMU, dynamic modeling and simulation in the hexarotor helicopter. Furthermore, the hexarotor helicopter with implemented IMU is connected with a micro controller unit(ARM-cortex) board. The P-PD control algorithm was used to control the hexarotor. We used the Matlab software to help us to tune the P-PD control parameters for quick response and minimizing the fluctuation. The control simulation and experiment on the real system are implemented in the test platform, evaluated and compared against each other.

• 한국지능시스템학회논문지
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• 제25권4호
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• pp.398-404
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• 2015

본 논문에서는 관성측정장치를 기반으로 블루투스 환경에서의 자율비행을 위한 멀티 로터형 헬리콥터에 대한 설계 및 성능을 제시하였다. 멀티 로터관련 다양한 연구가 진행되어오고 있긴 하지만 최근에는 다양한 서비스를 목적으로 짐벌이 장착된 헥사로터형의 헬리콥터에 대한 관심이 모아지고 있다. 따라서, 본 논문에서는 지상의 원격조정 PC나 고성능의 원격제어장치나 영상시스템과 같은 외부보조 시스템 없이 연구와 구조활동, 모니터링 활동을 수행할 수 있는 컴팩트하고 자율비행을 위한 헥사로터(hexa rotor)형 헬리콥터에 대한 하드웨어 및 소프트웨어를 소개하고자 한다. 제안한 시스템은 헥사로터 헬리콥터의 구조와 관성측정장치 관련 하드웨어 구성과 수학적 모델링 및 시뮬레이션 결과를 각각 제시하였다. 또한, IMU 구현을 위하여 MCU(ARM-cortex) 보드를 장착하여 각 로터의 회전과 관성 측정장치의 입력신호에 대한 상태를 제어할 수 있도록 하였다. 그리고 시스템 시뮬레이션과 실험을 통한 시스템의 성능을 각각 검증하였다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제33권6호
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• pp.590-599
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• 2009

In this paper, a method of modeling seat belts on crew seat during dynamic seat testing was studied. The body segments of the occupant were modeled with joints. The joints consisted with various stiffnesses, dampings, and frictions. Three types of seat belt restraint systems were investigated. The analysis for on the injury assessment of helicopter's crew under drop impact was conducted. The effectiveness of the seat belt system for crashworthiness and safety was evaluated. As the results of impact analysis, head, neck and spine of the crew can be easily damaged in the vertical direction more than the longitudinal direction. Based on the verified model, behavior of human body was studied with three-point restraint systems. The displacement and injury level of the 12-point restraint system was the smallest.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권9호
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• pp.88-93
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• 2003

본 논문은 헬리콥터용 시뮬레이션 프로그램 개발에 관한 연구이다. 일반적으로 헬리콥터 비행시뮬레이션에 사용되는 수학모델은 고 충실도를 가져야 한다. 그러므로 시뮬레이션을 실행할 때 보다 정교하 공력 모델이 필요하게 되며, 계산시간이 많이 걸린다. 어떠한 특수 목적을 수행하는 UAV 비행제어시스템에서는 제어기를 설계할 때 사용되는 선형모델을 비선형모델로부터 얻는 시간을 최소화 하는 것이 중요하다. 이와 같은 목적을 달성하기 위한 첫 번째 단계는 실제로 헬리콥터 동특성을 잘 나타내는 비선형 모델을 완성하는 일이다. 두 번째 단계는 비선형방정식으로부터 특정 비행조건에 맞는 트림값을 계산하는 것이다. 그리고 나서 수치적인 방법으로 안정미계수와 조종미계수를 계산하여 특정 비행 상태 조건에 부합하는 선형모델을 구한다. 이러한 과정을 편리하게 처리하는 프로그램을 MATLAB GUI를 사용해서 개발하였다. 이 논문에서 제안된 방법은 기존의 실물크기 모델헬리콥터 시뮬레이션 방법에 비해 간략화된 것이다. 따라서 선형모델을 얻기까지의 연산시간이 짧아서 무인헬리콥터의 비행제어시스템을 설계하는데 유용할 것이다.