• 한국항공우주학회지
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• 제35권6호
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• pp.548-555
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• 2007

기존의 헬리콥터 모델링은 주로 많은 가정들을 통한 수식 전개에 의존해 왔기 때문에 모델링이 어렵고, 특정 구간에서만 활용 가능하며, 모델링 구성이 바뀌면 많은 수정이 거쳐야 한다는 단점들이 제기되어 왔다. 본 연구에서는 다물체 동역학 기법을 적용한 헬리콥터 시뮬레이션 프로그램을 개발하여 AH-1 헬리콥터에 대한 모델링을 수행하였고, 또한 시뮬레이션 결과를 비행 시험 데이터 및 상용 헬리콥터 시뮬레이션 분석 도구인 FLIGHTLAB과 비교하여 그 가능성을 확인해 보았다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권4호
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• pp.399-406
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• 2008

본 추적 시스템은 고기동 비행체에 대한 비행 시험시 원거리에서 무선으로 전송되는 계측 데이터와 영상 데이터를 수신하기 위하여 개발되었다. 추적 시스템의 추적 방식은 위상비교 모노펄스 방식이며 이 방식은 추적 시스템에 장착되는 4개의 패치 안테나로 입력되는 무선 신호의 위상차를 측정하여 추적 데이터를 산출한다. 제작된 추적 시스템은 무선 조종 헬기 추적 시험, 로켓 추적 시험 등을 통하여 추적 성능을 입증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권3호
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• pp.244-249
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• 2008

본 논문에서는 적분비례항법 유도방식을 사용하는 유도탄 유도루프에 대한 안정된 시간영역을 유도하였다. 고려된 유도탄 유도루프는 한 개의 선형 시불변요소와 시변 궤환이득으로 구성된 제어시스템으로 형식화될 수 있다. Circle criterion 을 적용함으로써 안정성이 보장되는 비행 잔여시간에 대한 한계치를 총 비행시간의 함수로 유도할 수 있었으며, Popov criterion 을 통해 얻는 결과에 비해 덜 보수적인 결과를 얻었다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권2호
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• pp.378-387
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• 2017

The combined model following control (MFC)-decoupler system is employed for a full authority fly-by-wire utility helicopter to enhance handling qualities. The MFC, which governs the vehicle to follow the prescribed model, is widely employed for modern helicopters. However, it may not be sufficient as helicopters often suffer significant cross coupling. The coupled responses between control axes of a helicopter increase the pilot's work load and may degrade handling qualities. As the decoupler is introduced to the MFC, the combined MFC-decoupler effectively solves the coupling problems and enhances handling qualities. The proposed system is verified via the handling qualities prediction using the mathematical dynamics model. The analysis results are confirmed through the piloted simulation.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권2호
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• pp.175-185
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• 2017

This paper presents new differential methods for computing the combined and single dynamic stability derivatives of flight vehicle. Based on rigid dynamic mesh technique, the combined dynamic stability derivative can be achieved by imposing the aircraft pitching to the same angle of attack with two different pitching angular velocities and also translating it to the same additional angle of attack with two different rates of angle of attack. As a result, the acceleration derivative is identified. Moreover, the rotating reference frame is adopted to calculate the rotary derivatives when simulating the steady pull-up with different pitching angular velocities. Two configurations, the Hyper Ballistic Shape (HBS) and Finner missile model, are considered as evaluations and results of all the cases agree well with reference or experiment data. Compared to traditional ones, the new differential methods are of high efficiency and accuracy, and potential to be extended to the simulation of combined and single stability derivatives of directional and lateral.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권1호
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• pp.108-117
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• 2017

This paper presents a distribution simulation model for dual purpose improved conventional munitions based on flight test data. A systematic procedure for designing a dispersion simulation model is proposed. A new accumulated broken line graph was suggested for designing the distribution shape. In the process of verification and simulation for the distribution simulation model, verification was performed by first comparing data with firing test results, and an application simulation was then conducted. The Monte Carlo method was used in the simulations, which reflected the relationship between ejection conditions and real distribution data. Before establishing the simulation algorithm, the dominant ejection parameter of the submunitions was examined. The relationships between ejection conditions and distribution results were investigated. Five key distribution parameters were analyzed with respect to the ejection conditions. They reflect the characteristics of clustered particle dynamics and aerodynamics.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2005년도 제36회 하계학술대회 논문집 D
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• pp.2546-2548
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• 2005

본 논문에서는 무인항공기의 비행제어시스템 개발 및 성능분석을 위한 HILS(Hardware-in-the-Loop-Simulation) 시스템의 구축을 제안한다. 제안한 HILS 시스템은 실시간 시뮬레이션 컴퓨터(dSPACE DS1005), 3축 모션테이블, 자세 센서, 지상통제장치(GCS; Ground Control Station), 비행제어컴퓨터(FCC; Flight Control Computer)로 구성된다. 실제 신호와 유사한 신호를 발생시키기 위한 실시간 시뮬레이션 컴퓨터는 dSPACE가 담당하며, 이 신호는 비행운동을 재현을 위한 3축 모션테이블을 동작시키게 된다. 모션테이블 상에 위치하는 자세센서 값과 GCS의 명령은 FCC의 입력으로 사용된다. 구현된 HILS 시스템을 이용하여 UAV의 제어알고리즘 및 자세센서 성능 검증을 수행하였다.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2006년도 Proceedings of ISRS 2006 PORSEC Volume II
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• pp.946-949
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• 2006

With repeated coverage, spaceborne SAR (Synthetic Aperture Radar) instruments provide the most efficient means to monitor and study the changes in important elements of the marine environment. Due to highresolution of SAR data, the coverage of SAR sensor is always limited, especially for a repeat cycle. With more SAR sensors from various satellites, new data products such as ocean surface drift can be derived when two SARs' tracks overlap in a short time over coastal areas. Currently, there are two SAR sensors on different satellites with almost the exactly same path. That is, ERS-2 is following ENVISAT with a 30-minutes delay, which will be a good timing for ocean mesosclae feature tracking. For another application, a mystery ship near a big eddy with strong ship wake has been tracked between ERS-2 and ENVISAT SAR images to estimate its ship speed.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권7호
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• pp.660-665
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• 2011

공대공 공대지 가상 공중 교전모의시험이 가능한 가상현실기술이 구현된 가변형 비행 시뮬레이터를 개발하였다. 가변형 비행시뮬레이터의 가변 조종실은 국내에서 운용 중인 F-15K, KF-16, T/A-50 급 기종 모의가 가능하며, 터치형 액정시현기를 활용하여 그래픽 계기를 구현함으로써 누구나 손쉽고 빠르게 기종변경이 가능하다. 조종간과 쓰로틀은 모의기종에 맞게 교체가 가능하며, 외부영상시현장치는 국내최초로 Video See-Through Type HMD를 적용하여 조종사의 몰입감을 최대화 시킬 수 있도록 구성하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제10권2호
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• pp.148-160
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• 2009

By the development of recent technology, a new variant of rotorcrafts having four rotors start drawing attention from aerial-robotics engineers more than before. Its potential spans from just being control device test bed to performing difficult task such as carrying surveillance device to unreachable places. In this regards, modeling a quad-rotor is significant in analyzing its dynamic behavior and in synthesizing control system for such a vehicle. This paper summarizes the modeling of a mini quad-rotor aerial vehicle. A first principle approach is considered for deriving the model based on Euler-Newton equations of motion. The result of the modeling is a simulation platform that is expected to acceptably predict the dynamic behavior of the quad-rotor in various flight conditions. Linear models associated with different flight condition can be extracted for the purpose of control synthesis.