• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권4호
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• pp.688-696
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• 2017

This paper presents an integrated roll-pitch-yaw autopilot using an equivalent based sliding mode control for skid-to-turn nonlinear time-varying missile system with lumped disturbances in its six-equations of motion. The considered missile model are developed to integrate the model uncertainties, external disturbances, and parameters perturbation as lumped disturbances. Moreover, it considers the coupling effect between channels, the variation of missile velocity and parameters, and the aerodynamics nonlinearity. The presented approach is employed to achieve a good tracking performance with robustness in all missile channels simultaneously during the entire flight envelope without demand of accurate modeling or output derivative to avoid the noise existence in the real missile system. The proposed autopilot consisting of a two-loop structure, controls pitch and yaw accelerations, and stabilizes the roll angle simultaneously. The Closed loop stability is studied. Numerical simulation is provided to evaluate performance of the suggested autopilot and to compare it with an existing autopilot in the literature concerning the robustness against the lumped disturbances, and the aforesaid considerations. Finally, the proposed autopilot is integrated in a six degree of freedom flight simulation model to evaluate it with several target scenarios, and the results are shown.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권1호
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• pp.33-41
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• 2011

내삽형 부스터의 분리 운동 수학모델을 소개하였다. 부스터 분리 운동을 시뮬레이션 하기 위하여 3자유도 2물체 운동모델을 정립하였다. 유도탄과 공기중에 노출되는 부스터 영역의 공력모델을 개발하였다. 그리고, 부스터를 밀어내는 가스발생기도 모델링하였다. 이 모델을 시뮬레이션하기 위하여 유도탄이 부스터 분리과정에서 계속 1g 수평비행 조건을 유지한다는 가정을 세우고, 이를 기반으로 유도탄과 부스터간의 작용력을 분리 단계별로 정의 할 수 있었다. 단계 0: 초기, 단계 1: 선형이동, 단계 2: 자유운동. 이 시뮬레이션을 통하여 부스터를 안전하게 분리할 수 있는 유도탄의 마하수 및 고도의 범위를 제안할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권3호
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• pp.173-180
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• 2022

드론의 운항 방식 및 교통환경은 기존의 항공교통이나 지상교통과는 상이하다. 드론의 안전 운항을 위한 교통 관리 체계 정립의 필요성이 대두되고 있다. 이에 따라 드론이 비행 중에 조우할 수 있는 위험 상황에 대하여 시뮬레이션에 의거하여 분석하고 대책을 수립하는 연구가 활발히 진행되고 있다. 특히 드론이 도심 환경에서 운항할 때 건물 사이로 발생하는 외풍에 영향을 받을 수 있으며, 이러한 외풍의 영향성을 예측하고 위험도를 분석하는 것이 필수적이다. 본 논문에서는 외풍 환경에서 비행 임무의 안전도를 평가하는 방법을 제시하였다. 외풍 조건을 입력할 수 있는 정밀 6자유도 비행 시뮬레이션을 구현하여 비행 임무 수행 중 외풍으로 인한 경로의 이탈, 자세각의 변화 등 그 영향성을 예측하였다. 비행 임무 실패 확률에 대해 정량화하는 방법을 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권12호
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• pp.857-866
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• 2022

고정익 UAV는 다른 항공기 플랫폼보다 항속거리와 항속시간에서 큰 이점을 가진다. 이러한 이유로 군에서 정찰용으로 많이 사용된다. 본 연구에서는 랜딩기어를 포함한 고정익 UAV의 모델링을 실시하고, 비행조종컴퓨터에 사용될 유도 및 제어기 설계 및 HILS 환경 구축을 실시하였다. 또한 이륙, 순항, 착륙의 모든 과정을 자동으로 수행하는 오토파일럿 시스템을 제작하였다. 연구에 사용한 고정익 UAV를 Datcom 및 AVL 공력해석 소프트웨어를 사용하여 공력계수를 추출하고 6자유도 모델링을 실시하였다. 비행조종컴퓨터는 항공기의 16개의 비행모드를 분별하여 Carrot Chasing 기반 유도 명령을 생성하는 유도기와 Nonlinear Dynamic Inversion 기법을 사용한 제어기로 구성되어있다. SIMULINK를 사용하여 구현된 모델링과 비행조종컴퓨터는 RTNgine을 사용하여 HILS 환경을 제작하여 고정익 UAV의 통합 시뮬레이션 환경을 제작하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권3호
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• pp.512-521
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• 2017

This paper reports development process of a university-based sounding rocket using simplified hybrid rocket propulsion system for low-altitude flight application. A hybrid propulsion system was tried to be designed with as few components as possible for more economical, simpler and safer propulsion system, which is essential for the small scale sounding rocket operation as a CanSat carrier. Using blow-down feeding system and catalytic ignition as combustion starter, 250 N class hybrid rocket system was composed of three components: a composite tank, valves, and a thruster. With a composite tank filled with both hydrogen peroxide($H_2O_2$) as an oxidizer and nitrogen gas($N_2$) as a pressurant, the feeding pressure was operated in blowdown mode during thruster operation. The $MnO_2/Al_2O_3$ catalyst was fabricated for propellant decomposition, and ground test of propulsion system showed the almost theoretical temperature of decomposed $H_2O_2$ at the catalyst reactor, indicating sufficient catalyst efficiency for propellant decomposition. Auto-ignition of the high density polyethylene(HDPE) fuel grain successfully occurred by the decomposed $H_2O_2$ product without additional installation of any ignition devices. Performance test result was well matched with numerical internal ballistics conducted prior to the experimental propulsion system ground test. A sounding rocket using the developed hybrid rocket was designed, fabricated, flight simulated and launch tested. Six degree-of-freedom trajectory estimation code was developed and the comparison result between expected and experimental trajectory validated the accuracy of the developed trajectory estimation code. The fabricated sounding rocket was successfully launched showing the effectiveness of the simplified hybrid rocket propulsion system.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제4권1호
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• pp.1-8
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• 2003

In this paper, a reconfigurable flight control system is designed by applying the sliding mode control scheme. The sliding mode control method is a nonlinear control method which has been widely used because of its merits such as robustness and flexibility. In the sliding mode controller design, the signum function is usually included, but it causes the undesirable chattering problem. The chattering phenomenon can be avoided by using the saturation function instead of signum function. However, the boundary layer of the sliding surface should be carefully treated because of the use of the saturation function. In contrast to the conventional approaches, the thickness of the boundary layer of our approach does not need to be small. The reachability to the boundary layer is guaranteed by the sliding mode controller. The fault detection and isolation process is operated based on a sliding mode observer. To evaluate the reconfiguration performance, a numerical simulation using six degree-of-freedom aircraft dynamics is performed.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권4호
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• pp.263-272
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• 2021

본 논문은 외장 분리 풍동시험 기법을 적용한 전산유체해석을 통하여 획득한 데이터와 풍동시험을 통하여 획득한 데이터를 비교 연구한 것이다. 전산유체해석은 하모닉 방정식을 적용한 비정상해석 기법을 사용하여 수행하였으며, 비정상 해석으로부터 외장의 공력계수들과 6 자유도 외장 분리 시뮬레이션을 위한 공력 데이터베이스를 생성하였다. 해당 데이터베이스와 풍동시험 기반 데이터베이스를 이용한 외장의 분리 궤적 시뮬레이션 수행하였으며, 그 결과를 비행시험 결과와 비교하였다. 비교를 통하여 시뮬레이션의 적절성을 확인하였으며, 외장 분리 풍동시험 기법을 전산유체해석에 적용하여 획득한 외장 분리 공력 데이터베이스는 외장분리 궤적 시뮬레이션 적용에 타당함을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권3호
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• pp.207-212
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• 2010

본 논문에서는 고정익 무인항공기의 그물망 자동착륙을 위한 나선형 강하궤적과 종말 유도기법을 설계하였다. 시야가 확보된 좁은 지역에서 착륙하도록 고정익 항공기의 나선형 강하궤적을 설계하였고, 나선형 강하의 끝점에서 그물망 입사방향을 향하도록 비행경로각 명령을 생성하였다. 종말유도 단계에서는 그물망 중심으로의 정밀한 유도를 위하여 시선각 정보 기반 의사추적 유도기법을 설계하였다. 고정익 무인항공기의 시스템 인식 모델을 이용한 6자유도 수치 시뮬레이션을 수행하여 제안한 나선형 착륙비행의 성능을 검증하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제13권2호
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• pp.210-220
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• 2012

The model-free control of aeroelastic vibrations of a non-linear 2-D wing-flap system operating in supersonic flight speed regimes is discussed in this paper. A novel continuous robust controller design yields asymptotically stable vibration suppression in both the pitching and plunging degrees of freedom using the flap deflection as a control input. The controller also ensures that all system states remain bounded at all times during closed-loop operation. A Lyapunov method is used to obtain the global asymptotic stability result. The unsteady aerodynamic load is considered by resourcing to the non-linear Piston Theory Aerodynamics (PTA) modified to account for the effect of the flap deflection. Simulation results demonstrate the performance of the robust control strategy in suppressing dynamic aeroelastic instabilities, such as non-linear flutter and limit cycle oscillations.

• 항공우주정책ㆍ법학회지
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• 제35권2호
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• pp.75-111
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• 2020

토지 상공을 비행하는 드론이 토지 소유권에 미치는 방해의 위법성을 판단함에 있어서는 토지 소유자의 이익과 드론 비행의 이익에 대한 추상적 이익형량이 아니라 토지 소유자의 수인의무의 성립, 즉 수인한도를 초과하는 방해인가를 물음이 적절한 판단 기준이라고 판단된다. 그 수인한도는 토지 소유자의 정당한 이익이 침해되는 정도에 대한 것이고, 그 정당한 이익의 존재는 관념적 방해가 발생하는 토지 상공일 것이다. 그러한 방해는 드론이 토지에 얼마나 가까이 비행하는가와 얼마나 토지 상공에 머무르는가의 함수 관계로 측정될 수 있다. 토지 상공에 머무르지 않고, 통과만 한다면, 드론이 토지에 가까이 접근했더라도 관념적 방해의 발생 가능성은 줄어들고 발생량도 줄어든다고 볼 수 있다. 또는 드론이 토지 상공을 느린 속도로 통과한다면, 그 고도가 높을 수록 관념적 방해의 발생 가능성은 줄어들고 발생량도 줄어든다고 볼 수 있다. 드론이 토지 상공을 비행하더라도 인격권으로서의 이익에 침해를 하지 않는, 즉, 재산법적 법률 관계하에 비행한다면, 그 위법성은 그 침해가 수인한도를 초과하는가에 관한 개별 사안별로 판단됨이 타당하고, 그렇다면, 드론이 토지 상공을 마치 국제 해양법상 영해내의 외국 선박에게 인정되는 "무해통항권"에 비유될 수 있는 "무해하게 신속히 통과하는 비행"을 한다면 토지 상공의 드론 비행에 위법성은 없다고 판단된다. 우리 민법상 사생활의 침해로 인한 금지 및 예방청구에 관한 명문 규정은 없다. 그러나 사생활에 관한 권리는 헌법상의 기본권이고, 정보수집과 이용 매개체의 폭증 속에서, 소극적인 방어권만이 아니라 보호를 위한 청구권적 성격을 가진 것으로 평가되고 있다. 드론이 추적하려는 자와 피하려는 자간의 균형 관계를 무너뜨리는 사정을 감안할 때, 보호이익의 주체가 청구권적 성격의 방어권을 가질 당위성이 찾아진다. 그래서 드론이 토지상공을 무해하고 신속히 통과하는 것을 넘어서서, 인격권으로서의 사생홯보호이익을 침범하는 경우에, 드론 비행의 위법성을 판단하는 기준은 추상적 이익형량이 아니라, 기본권의 우월성 기준이 적절하다고 판단된다. 인격권으로서의 사생활보호이익을 침해함이 없이, 재산법적 법률관계하에서 드론이 타인의 토지 상공을 비행하더라도, 토지의 소유자가 그 비행의 금지를 구할 사법적인 근거는 약하다고 판단된다. 드론이 해당 토지 상공을 집중적으로 배회하거나 또는 머물거나, 또는 반복적으로 통과하는 비행을 하지 않는 한, 그러한 비행이 수인한도를 초과한다고 입증되기도 어렵고, 따라서 위법하다고 판단되기도 어렵다. 즉 신속하고 무해한 통과의 조건하에서 드론의 비행의 자유가 민사법상 제한될 근거가 약하다고 판단된다. 반면에, 사생활보호이익을 침해하는 영상정보의 획득 등에 사용되는 드론 비행의 경우에는, 정보 주체의 방어권을 인정해야 할 당위성이 크다고 판단되며, 기본권의 상충시에도 인격권으로서의 사생활보호이익이 더 중시됨이 법리상 타당하다. 이러한 법이론적 배경을 고려할 때, 사생활보호이익을 침해할 정도의 성능을 갖춘 드론과 그렇지 않은 드론을 공법의 차원에서 분류하고, 각각에 적용되는 공법적 기준을 제정하여 시행함이 법적 안정성 차원에서 바람직하다고 판단된다.