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송용규(Yongkyu Song),전병호(Byungho Jeon) 한국항공우주학회 2007 韓國航空宇宙學會誌 Vol.35 No.10
본 논문에서는 신경회로망을 이용하여 소형 무인항공기의 횡/방향 운동 파라미터를 추정하고 기존 파라미터 추정기법인 퓨리에변환을 이용한 추정기법(FTR)과 후처리 기법인 최대공산법(MLE)의 추정 결과와 비교하여 신경회로망 기법을 이용한 파라미터 추정 결과의 신뢰성과 가능성을 확인하였다. 또한 파라미터 추정 결과를 이용하여 선형시스템을 구성하고 비행체의 특성을 확인하였으며, 선형 시뮬레이션을 통하여 추정된 파라미터의 타당성을 검증하였다. In this paper system identification of a small UAV via neural networks is tried and the estimated parameters are then compared to those obtained by Fourier Transform Regression and Maximum Likelihood Estimation Techniques. With the estimated parameters a linear system is constructed and simulated to compare to the flight data. The results show that parameter identification using neural networks is comparable to the existing techniques.
이동훈(Donghun Lee),유경원(Gyungwon You),최성만(Seongman Choi),김형모(Hyungmo Kim),박부민(Poomin Park),최영호(Youngho Choi),전병호(Byungho Jeon),박수형(Soohyung Park) 한국추진공학회 2008 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2008 No.11
초소형 터보제트엔진에 적용되는 슬링거연소기를 개발하고 리그시험을 수행하였다. 슬링거연소기에 적용하기 위하여 고속으로 회전하는 회전연료노즐을 설계, 제작하고 분무시험을 통해 연소에 적합한 액적크기와 분포를 얻었다. CFD를 이용해 연소기 내부 유동장을 해석하였으며, 연소리그시험을 통해 설계점에서 11.2%의 압력손실, 99.8%의 연소효율을 달성하였다. A slinger combustor which can be applied to micro turbojet engine has been developed with the combustor rig test. A rotating fuel injector with high speed rpm was designed, manufactured and tested to apply into slinger combustor through spray test and adequate droplet size and spray distribution were achieved. The CFD was used to analyze internal flow of the combustor. We found out that the combustor shows 11.2% of pressure loss and 99.8% of combustion efficiency at full combustor rig test.