• 항공우주시스템공학회지
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• 제17권6호
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• pp.133-143
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• 2023

본 논문에서는 유무인 협업을 위한 유인회전익기에 의한 다수 무인기 운용통제기술의 요구도 검증을 위한 통합검증환경의 요구도 분석, 구현 및 검증에 대해 기술하였다. 통합검증환경은 유인회전익기 비행 모의, 무인항공기 비행 및 임무장비 모의, 무인항공기 제어 및 유인회전익기와의 통제권 변경을 위한 지상통제장비 모의, 유인회전익기 및 무인항공기 임무계획 작성 및 전송을 위한 운용통제장비 모의로 구성된다. 각각 구현된 구성품들은 소프트웨어/하드웨어 통합시험을 통해 요구도를 검증하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제10권2호
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• pp.140-147
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• 2009

The paper presents the design, development and testing activities of the multi-rotorcraft-based unmanned aerial vehicle at the Center for Unmanned System Studies, Institut Teknologi Bandung (ITB), Indonesia. The multi-rotor system was selected as the design stepping stone for future development of personal aerial vehicle prototypes. A step-by-step design program is conducted to study the technology building blocks and critical issues associated with the design, development and operation of personal aerial vehicles. A number of multi-rotor configurations have been investigated providing basic guidelines for developing a stable unmanned aerial platform. The benefit of the presently selected configuration is highlighted and some preliminary testing results are presented.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권2호
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• pp.26-35
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• 2006

동 연구에서는 유무인 회전익기의 초기 사이징에 활용할 각종 설계변수에 대한 데이터베이스를 구축하여 추세선 식을 유도하고, 유무인 회전익기 간 주요 설계변수의 특징을 비교 분석하여 회전익기 초기사이징의 용이성을 제고하고자 하였다. 연구접근방법으로 먼저 Jane 연감을 이용하여 유인기 78개 기종, 무인기 33개 기종에 대하여 데이터베이스를 구축하고, 구축된 데이터를 이용하여 회귀 분석을 통하여 총 6종의 추세선 식을 유도하였다. 계산된 상관계수와 결정계수에 따라 대부분의 추세선은 상대적으로 유의성이 있음을 알 수 있었다. 그리고, 유인 회전익기의 추세선 및 데이터베이스 그래프와 무인 회전익기 그래프 비교를 통하여 각 회전익기 간 주요 설계변수별 정성적 특징을 비교 분석하였다. 이를 통해 도출한 무인 회전익기의 몇가지 특징은 유인기에 비해 주로터 직경과 최대이륙중량은 작게, 꼬리로터 직경은 크게 설계하며, 자체무게비는 유인기와 유사한 수준이라는 것이다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제23권4호
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• pp.311-318
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• 2020

This study investigates the performance and blade airloads for a rigid coaxial rotor of high-speed compound unmanned rotorcrafts. The present compound unmanned rotorcraft uses not only a rigid coaxial rotor, but also wings and propellers for high-speed flights. For the rigid coaxial rotor in this work, CAMRAD II, a rotorcraft comprehensive analysis code, is used to study the performance at a flight speed of up to 250 knots and blade section lift forces at 230 knots. As the flight speed increases, the rotor power decreases; however, the power of propellers increases to overcome the drag force of a rotorcraft in high-speed flight. The effective lift-to-drag ratio of a rotor has the maximum value of about 11.6 which is much higher than the value of the conventional helicopter. The blade section lift forces of the upper and lower rotors at 230 knots show the similar variation trends for one rotor revolution, and the impulses because of the aerodynamic interaction between both rotors are observed.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제11권2호
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• pp.69-79
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• 2010

This paper describes the experimental framework for the control system design and validation of a rotorcraft unmanned aerial vehicle (UAV). Our approach follows the general procedure of nonlinear modeling, linear controller design, nonlinear simulation and flight test but uses an indoor-installed multi-camera system, which can provide full 6-degree of freedom (DOF) navigation information with high accuracy, to overcome the limitation of an outdoor flight experiment. In addition, a 3-DOF flying mill is used for the performance validation of the attitude control, which considers the characteristics of the multi-rotor type rotorcraft UAV. Our framework is applied to the design and mathematical modeling of the control system for a quad-rotor UAV, which was selected as the test-bed vehicle, and the controller design using the classical proportional-integral-derivative control method is explained. The experimental results showed that the proposed approach can be viewed as a successful tool in developing the controller of new rotorcraft UAVs with reduced cost and time.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제15권1호
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• pp.44-53
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• 2009

In this paper, Recursive Least Squares (RLS) and Fourier Transform Regression (FTR) methods for estimating stability and control derivatives of small unmanned helicopter are evaluated together with MMLE technique. Flight data simulated by using a commercial small-scale helicopter model are exploited to estimate the parameters with accuracies for hover and cruise modes. The performances of the system identification methods are also compared by analyzing the responses of the reconstructed systems using estimated derivatives.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권4호
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• pp.75-83
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• 2016

본 연구에서는 복합형 무인 회전익기의 로터드라이브시스템 개발 개념을 정립하기 위해 관련 특허를 조사하고 분석하였다. 특허를 로터드라이브시스템 개발의 관점에서 10개의 유사한 그룹별로 나누어 세부적인 검토 및 분석을 수행하였다. 결과적으로, 특허 분석 결과를 통해 비행체의 로터드라이브시스템 개발 개념을 제안한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권3호
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• pp.243-250
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• 2012

본 논문에서는 회전익 유인항공기의 비행성 기준인 ADS-33E-PRF 규정을 회전익 무인항공기에 적용하기 위한 시험방법 및 절차, 그리고 데이터 분석방법에 대해서 기술하였다. 비행특성을 평가하기 위한 대상 모델은 충남대학교에서 보유한 실험용 회전익 무인항공기 CNUHELI-020이며 종/횡/방향축 선형모델을 사용하였다. 비행특성을 평가하기 위한 요구 조건은 공중 제자리비행 및 저속비행 요구조건 중 미소진폭크기 자세변화와 중간진폭크기 자세변화이며, 종/횡방향축에 대해서 공중 정지비행시 비행특성을 평가하였다. 규정에 근거한 비행성 평가결과, 대상 무인항공기는 해당 비행영역에서 대부분 Level 1의 비행성을 갖는 것으로 파악되었다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제24권3호
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• pp.255-263
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• 2021

This paper investigates numerically the effect of rotor hub vibratory load components on the airframe vibration responses of high-speed compound unmanned rotorcraft (HCUR) using a lift-offset coaxial rotor, wings, and two propellers. The rotor hub vibratory loads are predicted using a rotorcraft comprehensive analysis code, CAMRAD II, and the airframe vibration responses are calculated by a finite element analysis software, MSC.NASTRAN. It is shown that the vibratory hub pitch moment of a lift-offset coaxial rotor is the most dominant component for both the longitudinal and vertical vibration responses at four specified locations of the airframe.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권11호
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• pp.821-829
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• 2019

회전익 항공기는 기체 자체로는 불안정하기 때문에 안정적인 운영을 위해서는 flybar와 같은 안전장치가 필요하다. 최근에는 센서 기술이 발달하여, flybar 대신 기체의 안정성을 향상 시킬 수 있는 안정성 증대 장치(SAS : Stability Augmentations System)를 사용하고 있다. 안정성 증대 장치가 포함된 회전익 항공기를 무인으로 활용하기 위해서는 안정성 증대 장치 기능을 포함한 비행제어 컴퓨터가 반드시 필요하다. 본 논문에서는 역 설계를 활용하여 상용 안전성 증대 장치의 알고리즘을 예측하였다. 그리고 그 결과를 비행제어컴퓨터에 활용하여 무인회전익 시스템을 만드는 방법을 제안한다. 그리고 알고리즘을 검증하기 위해 상용 안정성 증대 장치의 출력과 개발한 알고리즘의 출력 비교하였다. 최종적으로 검증된 알고리즘을 활용하여 자동 비행이 가능한 무인 회전익 시스템을 체계를 구축하였다.