• 한국항공우주학회지
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• 제42권11호
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• pp.968-973
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• 2014

유무인 겸용 비행체인 OPV는 무인기 개발방법 중의 하나로 기존 유인기 운용을 통해 검증된 유인 비행체와 엔진 및 각 계통을 유지하며, 무인기 운용을 위해 필요한 부가 시스템을 장착하고, 필요에 따라 기존시스템을 수정하여 개발비용과 시간을 줄일 수 있는 장점을 가지고 있다. 또한 임무 및 비행조건에 따라 유인기와 무인기로 겸용하여 운용할 수 있는 장점을 가지고 있으며, 퇴역하는 유인기를 재활용하는 측면에서도 국가의 중요재원을 효율적으로 활용할 수 있는 시스템이다. 본 논문에서는 국내 최초로 개발한 고정익 OPV 비행체의 자동비행조종시스템을 중심으로 초기 중요 개발개념과 기술적 고려사항 들을 정리하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권5호
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• pp.431-438
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• 2012

고기동 무인항공기용 터보제트엔진의 고성능 운용을 위한 비선형 제어기를 설계하였다. 제트엔진의 비선형특성을 제어기 설계에 반영하기 위해 당해엔진의 동적해석코드를 개발하였고 이를 이용한 선형모델로부터 선형해석의 한계성을 검증함으로써 비선형 제어기 설계의 당위성을 보였다. PI형 퍼지제어기를 일반 미분제어기와 결합하여 효율적인 퍼지제어기를 설계하였으며, 일반 PID제어기와 비교하여 압축기서지 및 연소정지영역, 터빈온도의 제한 등 안전운전 범위 내 운전을 보장하면서도 월등한 제어성능을 보임으로써 설계된 퍼지제어기의 유용성을 입증하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제27권2호
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• pp.213-221
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• 2024

Aircraft's operational effectiveness is reduced due to threats from enemy anti-aircraft weapons, which is a weak point. In particular, guided missiles, which pose a threat to aircraft, are rapidly developing due to technological advancements in seekers, and are classified as one of the important technologies in weapon systems. Missile approach warning equipment installed to ensure aircraft survivability detects guided missiles and provides relevant information to respond. Tests were conducted domestically to verify the detection level of missile approach warning equipment, and test results were presented under various test conditions.

• 대한원격탐사학회지
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• 제32권6호
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• pp.657-672
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• 2016

빈번하게 다양한 유형으로 발생하는 해안 침식 현상에 대하여 지속적인 모니터링을 통하여 변화 자료를 축적함으로써 효과적으로 침식 지역을 관리하고 대응 방안을 수립할 수 있다. 경제적으로 정밀한 해안지역 모니터링을 수행하기 위한 수단으로써 저고도 자율 비행이 가능한 드론사진측량 시스템이 제안되고 있다. 본 연구에서는 해안 지역에서 드론 시스템으로부터 취득된 데이터를 처리하여 생성된 정사영상과 수치표고모델(Digital Elevation Model: DEM)을 다양한 기준 데이터와 비교함으로써 정확도를 분석하고자 한다. 비교 검증 방법을 수립하고, 이에 따라 분석된 정확도를 확인함으로써 해안 침식 모니터링에 드론 사진측량의 활용 가능성을 검증하였다. 기준 데이터와 다양한 조건에서 취득된 드론 영상으로부터 생성된 공간정보를 비교한 결과, 수평 및 수직 정확도(RMSE)는 각각 약 2.9 cm와 4.8 cm이었으며, 이는 해안 침식 모니터링의 요구정확도인 5 cm를 거의 만족시키는 수준으로 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.513-520
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• 2004

A steady-state/transient performance simulation model was newly developed for the propulsion system of the CRW (Canard Rotor Wing) type UAV (Unmanned Aerial Vehicle) during flight mode transition. The CRW type UAV has a new concept RPV (Remotely Piloted Vehicle) which can fly at two flight modes such as the take-off/landing and low speed forward flight mode using the rotary wing driven by engine bypass exhaust gas and the high speed forward flight mode using the stopped wing and main engine thrust. The propulsion system of the CRW type UAV consists of the main engine system and the duct system. The flight vehicle may generally select a proper type and specific engine with acceptable thrust level to meet the flight mission in the propulsion system design phase. In this study, a turbojet engine with one spool was selected by decision of the vehicle system designer, and the duct system is composed of main duct, rotor duct, master valve, rotor tip-jet nozzles, and variable area main nozzle. In order to establish the safe flight mode transition region of the propulsion system, steady-state and transient performance simulation should be needed. Using this simulation model, the optimal fuel flow schedules were obtained to keep the proper surge margin and the turbine inlet temperature limitation through steady-state and transient performance estimation. Furthermore, these analysis results will be used to the control optimization of the propulsion system, later. In the transient performance model, ICV (Inter-Component Volume) model was used. The performance analysis using the developed models was performed at various flight conditions and fuel flow schedules, and these results could set the safe flight mode transition region to satisfy the turbine inlet temperature overshoot limitation as well as the compressor surge margin. Because the engine performance simulation results without the duct system were well agreed with the engine manufacturer's data and the analysis results using a commercial program, it was confirmed that the validity of the proposed performance model was verified. However, the propulsion system performance model including the duct system will be compared with experimental measuring data, later.

• 한국컴퓨터정보학회논문지
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• 제28권12호
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• pp.105-114
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• 2023

본 논문은 모바일 IAB를 향한 UxNB 네트워크 배포 및 운영 방안을 제안한다. SDN(Software Defined Network) 기반으로 UxNB 네트워크를 운영하여, 이동 통신 서비스를 원하는 지역에 UxNB를 배포한다. 서비스 지역에 UxNB를 배포한 후, IAB를 설정하여 이동 통신 서비스를 수행할 수 있다. 이를 위해 본 논문에서는 먼저 UAV 컨트롤러(UAV controller)와 SDN 컨트롤러(SDN controller)로 구성되는 UxNB 네트워크 컨트롤러(UxNB NC; UxNB network controller)를 제안하고 필요한 기능들을 기술한다. 다음으로 UxNB 네트워크를 배포하고 운영할 수 있는 시나리오를 단계별로 상세하게 제시한다. 또한 UxNB 네트워크 컨트롤러의 위치, UxNB에 대한 UAV 컨트롤러 제어 명령 전달 방법, UxNB 네트워크를 위한 IAB 적용 방법, UxNB 네트워크의 최적화, UxNB 네트워크의 RLF(radio link failure) 복구 및 UxNB 네트워크의 보안(security)에 대한 향후 연구를 논한다. 제안한 UxNB NC 아키텍처와 UxNB 네트워크 배포 및 운영 방안을 이용하여 모바일 IAB에 UxNB 네트워크를 원활하게 통합할 수 있을 것으로 기대한다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2004년도 ICCAS
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• pp.969-974
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• 2004

For a maneuvering unmanned autonomous helicopter, it is necessary to design a proper controller of each flight mode. In this paper, overall helicopter dynamics is derived and hovering model is linearized and transformed into a state equation form. However, since it is difficult to obtain parameters of stability derivatives in the state equation directly, a linear control model is derived by time-domain parametric system identification method with real flight data of the model helicopter. Then, two different controllers - a linear feedback controller with proportional gains and a robust controller - are designed and their performance is compared. Both proposed controllers show outstanding results by computer simulation. These validated controllers can be used to autonomous flight controller of a real unmanned model helicopter.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제20권12호
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• pp.1217-1224
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• 2014

This paper presents a modified track guidance algorithm for formation flight of multiple UAVs. The suggested guidance algorithm is the spatial version of the first order dynamic characteristics for a time-dependent system so the algorithm is able to generate a path without overshoot to track the desired line. A crucial design parameter is a spatial constant that controls the shape of the convergence to an assigned flight path similarly to a time constant. Reference flight trajectories are designed based on a two-dimensional vehicle model, and the performance of the proposed guidance law is verified by numerical simulation using rigid body UAV dynamics with MATLAB/Simulink Aerosim Blockset.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2001년도 추계학술대회논문집B
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• pp.788-793
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• 2001

Test experience with a micro-turbine jet engine is introduced. The engine provides us with valuable opportunities to experience know-hows essential for engine development. It consists of a single radial compressor and a single stage turbine. Engine starting procedure has been established after many trials and errors. Static and dynamic engine performance tests were conducted. Static performance was found to be inferior to that advertised by the manufacturer. Further improvement is needed. Dynamic performance revealed that engine thrust overshoots unfavorably for the purpose of UAV control.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 2003년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.996-1000
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• 2003

In this paper, Fly robot with electric power, a kind of Unmanned aerial vehicle (UAV), is considered as an autonomous hovering platform, capable of vertical lift-off, landing and stationary hovering. This aircraft has four rotor and DC motors of electrical Power, which is capable of omni-direction for indoor application. In the earlier days of vertical flight experimentation developers looked at the intuitively easy control functionality of 4 rotor designs. But we need to obtain design method of suitable structures and adequate components because the existing prototypes of 4 rotor-craft don't analyze the propeller, motor characteristic and propose a methodology to optimize this system. In this paper, we will show the new 4 rotor craft with blimp, analyze design and manufacturing method of 4 rotor craft system. Also we prove propriety of our design and manufacturing method by being based on thrust and motor experiment.