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노은정(Eunjung Roh),홍진성(Jinsung Hong),방효충(Hyochoong Bang) 한국항공우주학회 2007 韓國航空宇宙學會誌 Vol.35 No.6
본 논문은 영상정보를 이용하여 사용자의 눈의 움직임을 통해 응시점을 추적하는 실시간 아이트랙커 시스템 개발에 대한 연구이다. 개발된 시스템은 광학기반의 동공추적 기법을 이용하여 사용자의 눈의 움직임을 추적한다. 광학기반의 방법은 사용자의 눈에 아무런 장애도 일으키지 않고 눈의 위치를 매우 정확하게 측정 할 수 있다는 장점을 가진다. 동공영상을 획득하기 위해 적외선 카메라를 사용하며, 획득한 영상으로부터 정확한 동공영역을 추출하기 위해 적외선 LED를 사용한다. 실시간 영상처리가 가능하게 하기위해 칼만필터를 적용한 동공추적 알고리즘을 개발하고 DSP(Digital Signal Processing) 시스템을 사용하여 동공영상을 획득한다. 실시간 아이트랙커 시스템을 통하여 실시간으로 사용자의 동공움직임을 추적하고 사용자가 바라보는 배경영상에 사용자의 응시점을 나타낸다. In this paper, development and tests of a real-time eye-tracker system are discussed. The tracker system tracks a user′s gaze point through movement of eyes by means of vision-based pupil detection. The vision-based method has an advantage of detecting the exact positions of user′s eyes. An infrared camera and a LED are used to acquire a user's pupil image and to extract pupil region, which was hard to extract with software only, from the obtained image, respectively. We develop a pupil-tracking algorithm with Kalman filter and grab the pupil images by using DSP(Digital Signal Processing) system for real-time image processing technique. The real-time eye-tracker system tracks the movements of user′s pupils to project their gaze point onto a background image.
중고도 무인비행선의 궤적 생성을 위한 운동방정식 유도 및 궤적 최적화
이상종(Sangjong Lee),방효충(Hyochoong Bang),홍진성(Jinsung Hong) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.5
비행체의 궤적 최적화를 위해서는 비행체의 특성을 반영한 3차원 운동방정식이 유도되어야 하며, 비행선과 같이 공기보다 가벼운 비행체의 경우는 일반 고정익 항공기와는 다른 특성들을 반영하여야 한다. 본 연구에서는 중고도 무인비행선의 궤적 최적화를 위해 비행선의 운동방정식을 유도하고, 이를 이용한 최소시간 문제를 다루었다. 최적 궤적을 얻기 위하여 최적 궤적 문제를 제어입력 파라미터화를 이용한 비선형 프로그래밍 문제로 변환한 후 연속 2차 계획법을 이용하여 궤적을 산출하였으며, 이에 대한 수치결과를 나타내었다. In general, 3-dimensional point-mass equation has been widely used for the trajectory optimization of the fixed-wing aircraft and reentry vehicle. But it should be modified and represent target vehicle′s own characteristics. For a lighter-than-air vehicle such as an airship, there exists different and peculiar flight characteristics compared with the aircraft. The first part of this paper is to derive the dynamic equation of motion for the mid-altitude unmanned airship and the second part is to obtain the optimal trajectories under the minimal time flight given constraints. The trajectory optimization problem is converted into the nonlinear programming problem using Sequential Quadratic Programming approach. Finally numerical solutions are presented in the last part of the paper.
강제진동 기법을 이용한 무미익 비행체의 동안정 미계수 측정
양광진(Kwangjin Yang),정형석(Hyoungseog Chung),조동현(Donghyun Cho),안은혜(Eunhye An),고준수(Joonsoo Ko),홍진성(JinSung Hong),김용덕(Yongduk Kim),이명섭(MyungSup Lee),허기봉(Gi-Bong Hur) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.7
본 연구에서는 강제진동 기법을 이용하여 람다형상을 갖는 무미익 무인기의 동안정 미계수를 측정하였다. 강제진동 기법은 시험모델을 일정한 크기의 각 변위로 진동시키면서 항공기에 작용하는 공력의 시간이력(time history) 데이터를 측정하고, 입력진동 대비 공력데이터의 위상차와 진폭을 추출함으로써 비행체의 동안정 미계수를 계산하는 방법이다. 본 연구에서는 롤, 피치, 요 방향으로 각각 진동시킬 수 있는 실험 장치를 설계, 제작하여 국내 최초로 무미익 항공기의 동안정 미계수 측정 시험을 수행하였다. 롤 댐핑 동안정 미계수 측정 결과, 진동 주파수와 진동의 크기가 증가하여도 동안정 미계수의 경향성은 동일하게 나타나며, 전반적으로 측정 받음각 구간에서 안정한 특성을 보였다. 피치 댐핑 동안정 미계수의 경우 작은 진동 주파수에서 동적으로 더 안정해지며, 받음각 15o 이상에서는 동적으로 불안정해지는 경향성을 보였다. 각 시험데이터들은 반복성 시험을 통해 데이터의 신뢰성을 검증하였으며, 본 연구에 적용된 강제진동 기법이 무미익 항공기의 동안정 미계수를 성공적으로 측정할 수 있음을 확인하였다. In this experimental study, the dynamic stability derivatives of a tailless lambda-shape UAV are estimated from time history data of aerodynamic moments measured from the internal balance while the test model is forced to oscillate at given frequencies and amplitudes. A 3-axis forced oscillation apparatus is designed to induce decoupled roll, yaw, pitch oscillations respectively. The results show that the roll damping derivatives remain stable at the entire range of angle of attack tested, whereas the pitch damping derivatives become unstable beyond 15° angle of attack. The amplitude and frequency have little impact on roll damping derivatives while the smaller amplitude and frequency of oscillation improves the pitch stability. The yaw damping derivative values are fairly small as expected for a tailless configuration. The results indicate that the proposed methodology and test apparatus area valid for estimating the dynamic stability derivatives of a tailless UAV.