Advanced Design Methodology for Electric Propulsion Systems in Electrified Aircraft

박준휘 서울대학교 대학원 2026 국내박사

In response to the global movement toward sustainable aviation and the rapid advancements in electrical components such as batteries, motors, and fuel cells, aircraft electrification has gained significant attention in recent years. Electrified aircraft offer multiple advantages, including minimal to zero operational emissions, lower noise levels, enhanced safety, and improved aero-propulsive efficiency enabled by distributed electric propulsion. Accordingly, various electric aircraft have been developed, are currently under development, or have been conceptually proposed by major aerospace companies, startups, and research institutions worldwide. The principal drawback of these potential aircraft is their limited range and endurance when carrying a practical payload. This limitation stems mainly from the heavyweight of its propulsion system. Most electric aircraft employ battery or hydrogen fuel cell systems for propulsion, both of which are substantially heavier than conventional combustion engines, typically accounting for 30–50% of the aircraft’s total weight. Therefore, accurately estimating the performance and weight of the electric propulsion system is essential in the design of electric aircraft. To this end, a systematically formulated and physics-based design approach is required for the battery and fuel cell systems to ensure that their unique physical properties and subsystem requirements are properly reflected in the overall design process. Specifically, the battery system design must ensure that the battery’s key constraints remain within allowable limits, while accounting for the additional power demand and component weight introduced by the thermal management system. For the fuel cell system, the design must consider the additional power demand and weight associated with the balance of plant (BoP), the tightly coupled interactions among the system components, and the inherently iterative resizing between the stack and the BoP. This doctoral research was initiated in light of the aforementioned background, and its core contributions are summarized as follows: 1. Development of Battery System Design Methodology: Physics-based, systematically formulated methodologies for air- and liquid-cooled battery system design were developed, considering key battery constraints and the additional power and weight introduced by the BTMS. These methodologies enable reliable battery system design results for electrified aircraft and allow quantitative comparison of battery systems with different thermal management approaches. 2. Development of Fuel Cell System Design Methodology: A physically grounded and realistic fuel cell system design methodology was developed, considering the BoP power demand and weight, tightly coupled component interactions, and the inherently iterative resizing between the stack and BoP. This methodology enables credible fuel cell system design results for electrified aircraft. 3. Provide Physically Reliable and Realistic Design Results and Knowledge: The proposed methods were applied to electric aircraft sizing, including application to a fuel cell-battery hybrid system, yielding physically reliable and realistic design results under various operating conditions. Through these applications, the methods demonstrated their versatility and practical applicability to diverse electric propulsion systems, showing their potential to serve as reliable design frameworks for conceptual and preliminary design of electrified aircraft. 지속 가능한 항공을 향한 전 세계적인 움직임과 배터리, 모터, 연료전지 등과 같은 전기 구성품의 급속한 기술 발전에 따라, 최근 전기추진 항공기에 대한 관심이 크게 증가하고 있다. 전기항공기는 운항 중 탄소 배출이 없으며, 낮은 소음, 높은 안전성, 그리고 분산 전기추진을 통한 향상된 공력 및 추진 효율 등 다양한 장점을 지닌다. 이러한 이유로, 주요 항공우주 기업, 스타트업, 연구 기관을 중심으로 다양한 전기추진 항공기가 개발 중이거나 개념 수준에서 제안되고 있다. 그러나 이러한 전기항공기의 가장 큰 한계는 현실적인 유상하중 조건에서 비행거리 또는 체공시간이 제한된다는 점이다. 이러한 한계는 주로 추진 시스템의 높은 중량으로부터 기인한다. 대부분의 전기항공기는 배터리 또는 수소 연료전지를 동력원으로 사용하며, 이들은 기존의 내연기관에 비해 월등히 무거워 전체 중량의 약 30--50\%를 차지한다. 따라서 전기항공기 설계에서 추진 시스템의 성능과 중량을 정확히 예측하는 것은 매우 중요하다. 이를 위해 배터리와 연료전지 시스템에 대한 체계적으로 수립된 물리 기반 설계 방법론이 필요하다. 해당 방법론은 각 시스템의 고유한 물리적 특성과 하위 부품으로 인한 추가적인 요구사항을 전체 설계 과정에 반영할 수 있어야 한다. 본 연구는 이러한 배경을 바탕으로 수행되었으며, 그 핵심 기여는 다음과 같다: 1. 배터리 시스템 설계 방법론 개발: 공랭식 및 수랭식 배터리 시스템 설계를 위한 물리 기반의 체계적 설계 방법론을 제시하였다. 본 방법론은 배터리의 주요 제약조건과 열관리시스템으로 인한 추가적인 전력 및 중량을 설계 과정에 고려함으로써, 전기항공기용 배터리 시스템을 신뢰성 있게 설계할 수 있도록 하였다. 또한 서로 다른 냉각 방식을 적용한 배터리 시스템 간의 정량적 비교를 가능하게 하였다. 2. 연료전지 시스템 설계 방법론 개발: 물리적으로 타당하고 현실적인 연료전지 시스템 설계 방법론을 개발하였다. 본 방법론은 보조장치(BoP)의 전력 요구 및 중량, 구성요소 간의 긴밀한 상호작용, 그리고 스택과 BoP 간의 반복적 리사이징 과정을 고려함으로써, 전기항공기용 연료전지 시스템을 신뢰성 있게 설계할 수 있도록 하였다. 3. 물리적으로 신뢰할 수 있고 현실적인 설계 결과 및 설계 지식 제공: 제안된 방법론들을 전기추진 항공기 사이징에 적용하여 다양한 운용조건에서의 설계 결과를 도출하였다. 이를 통해 제안된 방법론의 물리적 신뢰성과 실용성을 입증하였으며, 향후 전기추진 항공기의 개념 및 예비설계 단계에서 활용할 수 있는 유용한 설계 프레임워크로서의 가능성을 제시하였다.

개조한 군용항공기의 감항성 제도 고찰

김미희 경상대학교 항공우주특성화대학원 2017 국내석사

Since DAPA enacted the "Military Aircraft Flight Safety Certification Act" in August 2009, it has modified and improved the relevant procedure and system to develop military aircraft and to boost the domestic market. Military aircraft could freely fly and be modified before 2009, but now it must pass the well-established airworthiness certification test for flight and export to another country. Typical operational aircraft is continuously modified at the structure, system or component level. This modification is, however, subject to a safety check and the corresponding certification procedure and system, even if the original aircraft passed the airworthiness certification test. This thesis first introduces the current certification procedure and system being adopted by Republic of Korea Air Force (ROKAF) for aircraft modification, and checks if ROKAF’s current certification procedure and system have sound capability of decision-making with regard to the safety of modified aircraft. This check is based on the comparison to the standard procedure, MIL-STD-882, being adopted by the Department of Defense in the US. Then, this thesis makes two constructive proposals that may help to improve ROKAF’s certification procedure and system after revisiting previously performed aircraft modification cases in Korea. One of the proposals is the need of introducing a dedicated department in charge of risk analysis. Although the current certification procedure and system allow for systematic risk analysis, this risk analysis must be more formally performed according to the standard procedure (MIL-STD-882) and continuously improved by the dedicated department. Another proposal is the promotion of a user-oriented decision-making system which accommodates the aspect of human engineering. There was a case in which a design improvement proposal on a power control unit for reducing pilot’s mistakes could not be accepted because of the absence of a proper decision-making system. It will be useful in the future if a scientific decision-making system, such as making use of questionnaires, can be established for assisting in the safety analysis.

認證機關(從事者)에 대한 技術적 責任制度(안) 導入 必要性과 發展方向에 관한 硏究

김영덕 경상대학교 항공우주특성화대학원 2018 국내석사

본 논문에서는 대한민국 감항당국의 인증절차 및 항공 선진국의 감항인증 체계와 조직에 대하여 조사하고 국내 항공법에 의한 벌칙과 일반 제조물 책임법 등을 비교, 분석하였으며, 항공기 제조사 및 인증분야 종사자에 대한 미국의 판례를 분석하였다. 또한, 인증기관(종사자)에 대하여 구체적으로 제시되어 있지 않은 책임의 정의와 범위에 대하여 논하였으며, 더 나아가 가칭 기술적 책임제도(안) 도입에 대한 필요성과 그 영향성(긍정적, 부정적 모두)을 분석, 제시하여, 궁극적으로는 안전을 책임이라는 관점에서 재조명함으로써 안전에 대한 중요성을 새롭게 인식하고 정착시켜 항공분야 인증제도 발전에 기여하고자 하였다.

군용항공기 유지감항 제도 발전에 대한 고찰

안상천 경상대학교 항공우주특성화대학원 2019 국내석사

Since the enactment of the "Act on the Certification of Flight Safety of Military Aircraft" in 2009, the Republic of Korea Air Force(ROKAF), along with the Defense Acquisition Program Administration, has achieved the current achievements in the field of technology interception in a short period of time. However, in the field of continuing airworthiness system over the life cycle of aircraft, we are currently working in accordance with the provisions prior to 2009 and have prepared this paper for the change in recognition of the personnel concerned and for the development of the system. First, this paper introduces the procedure and system on the certificate of airworthiness and confirms the recent trends of the air-developed country's airworthiness certificate system. In addition, improvements are identified by checking DOC 9760 for the international civil aviation(ICAO) body's airworthiness personnel requirements, and by cross-reparing and analyzing the status of continuing airworthiness of the U.S. Air Force and Australian Armed Forces, both civil aviation and aviation advanced countries, with the continuing airworthiness system of the Republic of Korea Air Force. Then, on the development of military aircraft continuing airworthiness, this paper makes suggestions on the two main issues. This provides suggestions for the balanced development of personnel, as well as the provision of "Technical Airworthiness" centered on certification at the aircraft production stage, "Continuing Airworthiness" at the operational stage. Recognizing that the main elements of the Air Force's maintenance control are the fleet-related personnel who check and fly aircraft on a daily basis, the introduction of systems such as specialized and disaggregated task regulations on aircraft continuing airworthiness through maintenance and control officers in frontline maintenance departments and the determination of airworthiness through industrial and academic collaboration will be a useful way to develop the "Continuing Airworthiness" sector.

항공 배출가스 저감 목표를 고려한 국내 항공 배출가스 관련 제도/기술적 동향 연구

이정언 경상국립대학교 항공우주특성화대학원 2022 국내석사

유엔 기후회의에서 지구 온난화를 막기 위해 2015년 파리에서 이른바 파리 협정을 체결하였는데, 그 내용은 산업화 이전 대비 지구 평균 온도 상승폭 섭씨 2도 이하라는 목표 설정과 거기에 추가로 1.5도 이하로 넘지 않도록 노력하자는 것 이였다. 이런 기후 변화의 큰 요소가 되는 부분을 꼽자면 제트 연료 연소 과정에서 배기가스로 인해 생성되는 CO2, NOx 및 H2O와 같은 배출물이다. 그 중에서 가장 큰 영향이 되는 배출물은 두가지인데, 첫째로 순항 시 발생 되는 배기가스 내부에 존재하는 이산화탄소(CO2)이다, 이 이산화탄소는 지상에서 발생되는 이산화탄소와 마찬가지로 기후변화에 매우 안좋은 영향을 주고 있다. 둘째로는 질소산화물(NOx)인데, 이 질소산화물은 대류권의 순항고도에서 발생하여 오존에 직접적으로 영향을 미치고 있기 때문에, 지상에서 발생하는 질소 산화물 배출량보다 더 기후에 큰 영향을 주고 있다. 이와 같이 항공기에서 배출되는 배출가스는 기후변화에 많은 영향을 미치고 있다. 이런 배출가스를 항공기 기술이나 운영부문에서 획기적인 개선을 통하여 줄이는 것이 어렵기 때문에 국제항공분야의 기후변화 대응책은 산업 내부의 혁신에 의존하기 보다는 외적인 연계를 통한 인류의 전반적인 기후변화 대응할 수 밖에 없기 때문에, 타 산업의 배출가스 저감으로 생성 된 배출권이나 CDM(Clean Development Mechanism)등으로 산출된 배출권을 구매하여 항공부문의 초과 배출을 상쇄하는 전략을 고려할 수밖에 없다1. 그래서 국제민간항공기구(ICAO)에서 2016년에 결의한 국제 항공을 위한 탄소 상쇄 및 감소 제도(CORSIA, Carbon offsetting and reeducation scheme for international aviation)이 2021년부터 시행됨에 따라 우리나라는 이런 배출가스에 대한 관리 규정 마련 및 배출량 산정과 배출 가스 저감 기술 개발에 대한 필요성이 강해졌다. 하지만 우리나라의 기후변화 대응 지수(Climatechange performance index)는 2021년 기준 61위 중 53위, 매우 미흡(Very low)로 평가 받고 있다. 또한 국제 항공 분야의 환경 대책에 따라가지 못하고 이를 위한 기준 및 기술 개발에 대한 때문에 국내 항공 부문에 대한 효과적이고 적절한 배출가스 기준에 대한 연구가 필요하다. 본 논문에서는 국내 항공 분야의 배출가스 기준, 그리고 배출 가스 저감 기술 현황과 현재 항공 분야에서 날이 다르게 바뀌는 미국, 유럽과 같은 항공 선진국의 배출가스의 대응 및 배출가스 기준, 배출량 산정과 그리고 배출가스 저감 기술에 대한 분석 고찰을 통하여 국내 배출가스 기준의 배출량 산정 방법과 같은 기준 보완 및 그리고 수소 항공기와 같은 배출가스 저감 기술에 대한 발전 방향에 대한 고민 및 앞의 관련 제도, 배출가스 저감 기술에 대한 연구 내용을 바탕으로 2050년까지의 국내 배출가스 배출량 산정 및 배출가스 저감 목표를 달성하기 위한 신기술 적용 후 예상되는 배출량을 비교, 검토하여 향후 배출가스 저감 목표를 달성 하기 위한 방안을 제시하고자 한다. The United Nations Climate Conference signed the so-called Paris Agreement in Paris in 2015 to prevent global warming. Here, the goal is to increase the average global temperature by 2 degrees Celsius or less compared to before industrialization, which calls for efforts to not exceed 1.5 degrees Celsius. Some of the factors that contribute to this climate change are emissions such as CO2, NOx and H2O produced by jet fuel combustion. There are two main areas that have the greatest impact, first CO2, which is present in the emissions of cruising, is having a very bad effect on climate change, as is CO2 generated on the ground. Second, nitrogen oxides (NOx), which occur at cruising altitudes in the troposphere and directly affect ozone, have a greater climate impact than nitrogen oxide emissions on the ground. The emissions from these aircraft are affecting climate change a lot. Because it is difficult to reduce emissions through significant improvements in aircraft technology and operations, the international aviation climate change countermeasures have to keep pace with humanity's overall climate change response rather than relying on internal innovation. Thus, the International Aviation Program for Carbon Offsetting and Reduction (CORSIA) for International Aviation (ICAO) was implemented in 2021, raising the need for management regulations for these emissions and developing emission reduction technologies. However, Korea's Climate Change Performance Index is ranked 53rd out of 61st place as of 2021, and is considered very low. In addition, due to the lack of environmental measures in the international aviation sector and the development of standards and technologies for this purpose, research on effective and appropriate emission standards for the domestic aviation sector is needed. This paper supplements standards such as emission standards, emission standards, emission calculation, and emission reduction technologies in advanced aviation countries such as the U.S. and Europe, and concerns the development direction of emission reduction technologies. I would like to suggest a way to achieve it.

접이식 날개를 갖는 캐니스터 사출형 고정익 무인항공기 개발 및 비행시험에 관한 연구

양승완 경상국립대학교 항공우주특성화대학원 2024 국내석사

Unmanned Aerial Vehicle(UAV) can achieve high maneuverability by adopting designs that do not take into account human limitations. They can operate in uncontested airspace without the risk of pilot loss, providing control over the area of operation. This study involves the design and development of a multi-purpose UAV capable of take-off using a launch tube. The preliminary design of the aircraft was based on the research on aerodynamic theory, aircraft performance, and stability formulas, as well as the aircraft design technology cited in this paper. To verify the stability and controllability of the UAV, aerodynamic analysis and design of the UAV were performed using XFLR5 and FUSION360 software. The performance of the UAV was validated using the analysis results and data from test flight of the prototype In the flight test, both manual and automatic flights of the developed UAV were conducted to assess stability and flight performance achieved through research development. The shape and usability of the UAV were also evaluated.

항공기 Avionics Flow Balance Test 수행 연구

서동연 경상대학교 산업대학원 2010 국내석사

본 연구에서는 A 항공기 체계 개발시 해외업체에서 수행한 Avionics Flow Balance Test 및 F-16 Avionics Flow Balance Test 연구를 통하여 B 항공기 Avionics Flow Balance Test 절차 및 방법을 확립하였다. 상용 프로그램인 Flowmaster 를 활용하여 항공기 유량 오리피스 사이징 해석을 수행하여 A 항공기 Avionics Flow Balance Test 시험 결과와 비교하여 해석 모델을 검증하였고, B 항공기 Avionics Flow Balance 해석 모델을 구축하여 항공기 유량 오리피스 사이징 해석을 수행하였다. 해석을 통해 사이징된 항공기 유량 오리피스를 제작 후 시험장치에 장착하여 B 항공기의 Avionics Flow Balance Test를 수행하였다. 시험 시 실제 항전장비는 장착하지 않고, 항전장비 압력 강하 특성을 이용하여 항전장비를 시험장치에 모사하였다. 본 연구를 통하여 국내 최초로 항공기 Avionics Flow Balance Test를 수행할 수 있었으며, 시험기술을 확보하였다. 확보된 기술은 향후 항공기 개발 및 항전장비 성능향상 사업 시 활용될 수 있다. 국내 수행으로 해외업체(Hamilton Sundstrand) 수행 대비 약 6억원의 시험 비용을 절감할 수 있었다. The purpose of the avionics flow balance test is to define the orifice sizes for each avionics line that result in adequate cooling flow to each avionics box over the entire flight envelope. This test is divided into two parts. The first part of the test is intended to define the test facility configuration that best matches the pressure drop characteristics of each avionics box. This test procedure is repeated as many times as necessary until the desired pressure drop characteristics is achieved. The second part of the test is intended to size the orifices for each avionics line. This test is also repeated as many times as necessary until the desired avionics flow balance is achieved. In this paper, the author attempted to define the B aircraft avionics flow balance test procedure through reviewing the A aircraft avionics flow balance test that performed by the Hamilton Sundstrand during the full scale development and the F-16 avionics flow balance test that performed by the Lockheed Martin. The avionics flow balance orifice sizing analysis was performed for the A aircraft using a commercial program of the Flowmaster and verified by the flow balance test results performed by Hamilton Sundstrand. The avionics flow balance orifice sizing analysis for the B aircraft was performed with the verified Flowmaster model. The avionics box pressure drop simulation for the B aircraft was performed to define the test facility configuration that best matches the pressure drop characteristics of each avionics box. Also, the initial avionics flow orifices were manufactured based on the analysis results and installed on the avionics flow balance test rig of the B aircraft. The avionics flow balance test was repeated as many times as necessary until the desired avionics flow balance was achieved with the error of ±10%.

소형 다단 틸트 멀티로터 항공기의 설계 및 자동제어시스템 개발

이기건 건국대학교 대학원 2014 국내박사

초기의 무인항공기는 군사 분야에서 주로 사용되었으나, 현재는 산림감시나 해안정찰, 기상관측, 재난관측, 조난자 수색 등 민수분야에서의 활용성이 커지고 있어 이 분야에 대한 연구가 활발히 진행되고 있다. 공중 정지 비행 등 다양한 기동이 가능하며 활주로가 불필요한 수직이착륙 항공기가 정찰, 감시 등의 활용에 유리하다. 하지만 헬리콥터와 같은 전통적인 수직이착륙기는 로터 블레이드의 과도한 항력에 의해 고속비행, 고고도 성능 및 임무반경 등에 있어서 고정익 항공기와 비교하여 뒤떨어지는 단점이 있다. 본 연구에서 제안하는 다단 틸트 멀티로터 항공기는 새로운 개념의 수직이착륙 항공기로서 회전익 형상과 고정익 형상을 모두 가진 복합모드 항공기이다. 다단 틸트 멀티로터는 멀티로터 구조에 틸트 시스템과 고정익의 날개를 결합한 개념으로 기존의 수직이착륙기가 가지고 있는 낮은 에너지 효율, 느린 비행속도 등의 단점을 극복할 수 있다. 다단 틸트 멀티로터는 회전익모드에서 각 로터의 회전속도를 조정하여 자세를 제어함으로써 헬리콥터의 로터 허브와 비교하여 구조적으로 단순하고 수학적 모델의 해석 및 제어기 설계에 용이하다. 다단 틸트 멀티로터는 천이과정을 2단계로 나누어서 다수의 로터를 순차적으로 틸트시킨다. 앞, 뒤 로터가 틸트하는 동안 나머지 로터의 조종력이 유지되기 때문에 천이과정에서의 안정성이 증대된다. 본 논문에서는 제안된 다단 틸트 멀티로터 개념을 적용하여 운용 및 유지가 쉬운 소형 항공기를 설계하고 제작하였다. 제작된 항공기의 질량 관성모멘트와 공력 파라미터를 실제 실험을 통해 측정하였다. 그리고 뉴턴 오일러 방정식을 적용하여 6자유도 운동방정식을 유도하였고 운동방정식과 측정된 파라미터를 바탕으로 비선형 시뮬레이션 모델을 개발하였다. 강인성(robustness)은 제어 시스템의 설계에서 가장 중요한 요소 중의 하나이다. 특히 회전익기는 외란과 섭동에 매우 민감하기 때문에 이를 극복하기 위한 강인성이 매우 필수적이다. 강인제어기법인 H-infinity 제어 이론을 적용하여 다단 틸트 멀티로터의 자세 제어기를 설계하였다. 주파수 영역에서의 해석을 통해 설계된 제어기는 68.5%까지의 모델오차를 극복할 수 있음을 확인하였고, 외란이 포함된 비선형 모델 시뮬레이션을 통해 제어기의 성능과 강인성을 검증하였다. 또한 실제 구현을 위한 전자 제어 하드웨어와 지상 제어 소프트웨어를 개발하였다. Unmanned Aerial Vehicle(UAV) is very promising platform for military and civilian applications such as reconnaissance, surveillance, disaster management and emergency aid. UAV has been used mainly for the military applications, but the research and development in this field have increased remarkably thanks to a lot of potential civil applications. The rotary wing UAVs like helicopter have been a favorable UAV platform because the capabilities of VTOL(Vertical Take Off and Landing) and unique maneuverability such as hovering and side-stepping are very suitable for monitoring and surveillance. But they are mechanically complex and the flight speed and flight time of them are limited compared with fixed wing UAVs. The multi-stage tilt multi-rotor is a new concept aircraft combining the advantages of a fixed wing aircraft and a multi-rotor. It has not only the flight capabilities of rotary wing such as VTOL(Vertical Take Off and Landing) and hovering but also high speed and long flight time capabilities of fixed wing aircraft. Because it has also a simple structure compared with main hub of rotary wing UAVs, its dynamic is simpler and it is easy relatively to design a controller. And the multi-stage tilt multi-rotor separates the transition flight to two steps through tilting rotors in sequence. That can make more stable transition flight because mid 4 rotors can maintain the attitude and altitude while front and rear rotor are tilting. This paper covers the design, fabrication, modeling and control system development for multi-stage tilt multi-rotor. A small scale multi-stage tilt multi-rotor was designed and fabricated. And six-degree-of-freedom dynamic equation was derived using Newton-Euler formulation for developing the control system. Robustness is one of the most important requirements of the controller for the rotary wing aircraft because they are very sensitive to disturbance and perturbation. We designed a robust controller using h-infinity scheme. Through frequency-domain analysis, it was shown that the proposed controller can overcome uncertainties up to 68.5% of the plant model. The performance and robustness of the controller were verified through time-domain simulation with nonlinear model. And electronic control system and ground control software were developed for implementing the controller.

항공기 인증과 정비가 감항성에 미치는 영향

이임주 경상대학교 항공우주특성화대학원 2013 국내석사

Since Korea is still in the initial stage of an airworthiness certification system of military aircraft which is strongly necessary to secure the flight safety and to promote the export of military aircraft, there are not many related researches to consult in this topic and especially aviation mechanics don't realize the importance of airworthiness as well as maintenance which is one of the core factors of continuous airworthiness. Therefore, this study was conducted with two different objectives. One is to arrange achievements and changes after the enforcement of a related law, and the other one is to investigate the correlation between airworthiness and maintenance actions currently taken by ROKAF. To investigate the certification system of civil aircraft, this study compared the structure, functions and process of FAA (Federal Aviation Administration), which plays a role as the U.S. airworthiness authority, with those of Office of Civil Aviation of the Ministry of Land, Transport and Maritime Affairs, which functions as a Korean airworthiness authority. Besides, to perform the research on the certification system of military aircraft, this study examined the US Navy and Army as well as the USAF and compared their airworthiness certification systems with the Korean airworthiness certification system of military aircraft. This thesis will be considered really valuable as a first research conducted on the correlation between maintenance and airworthiness in Korea. Since it is the first thesis published after the enforcement of Act on the Airworthiness Certification of Military Aircraft, this thesis is useful enough to arrange all the achievements and changes made from the time of law enforcement to the present. To increase the reliability of this thesis, the author of this study intensively reviewed other research materials, and through the comparison with the U.S. Airworthiness Certification System, as one of the most advanced countries in the field of aviation. This study attempted to suggest a future development direction for the present Korean airworthiness certification system of military aircrafts. Consequently, this study plays an important role in helping aviation mechanics realize the effect of their maintenance actions as the main agent on continuous airworthiness, by reinterpreting airworthiness with principal maintenance actions taken by ROKAF. Moreover, this study made an effort to develop the field of airworthiness certification in Korea, by suggesting requirements to be additionally reviewed by ROKAF in the initial stage of an airworthiness certification system of military aircraft.

GPS 항법 정보 기반의 3차원 복수 항공기 추적 및 식별

유경호 건국대학교 대학원 2009 국내석사

항공관제시스템은 항공기 운항지역에서의 항공기 간 충돌과 항공기-장애물 충돌을 사전에 방지하고 운항 효율을 촉진하기 위해 필요한 시스템이다. 그러나 통신 용량의 한계, 지상장비의 정밀도 부족, 시스템 호환성 부족 등의 이유로 증가하는 항공 교통량과 항공안전을 대비한 차세대 항공관제 시스템의 개발이 요구되고 있다. 이를 위해 현재 운용중인 레이더 기반 감시정보에 차세대 감시 장비를 도입한 위성항행시스템 CNS/ATM (Communication, Navigation, Surveillance/Air Traffic Management)에 대한 전 세계적인 연구가 진행 중에 있다. 차세대 감시망의 핵심은 ADS-B (Automatic Dependent Surveillance-Broadcast) 시스템으로, 위성항법시스템 (Global Navigation Satellite System, GNSS)을 이용하여 항공기의 위치 파악 및 관제를 수행하는 것이다. GNSS를 이용하면 항공기의 3차원 위치를 계산할 수 있으며 이는 기존 레이더 시스템에 비해 보다 정확한 위치 정보 제공이 가능하다. 또한 3차원 속도 정보는 감시망 내에서 비행하는 항공기를 식별하는데 사용될 수 있다. 본 논문에서는 위성항법시스템의 항법 정보를 이용하여 3차원 공간에서 운항중인 항공기를 추적하고 식별하는 방법을 제시하였다. 항공기의 위치 추적 및 기동 변화의 감지를 위한 IMM (Interacting Multiple Model) 기반의 하이브리드 필터를 구현하였다. 또한 레이더를 이용하는 2차원 형태의 기존 항공관제 문제를 3차원으로 확장시켰으며, 이를 위한 비선형 필터를 설계하였다. 시뮬레이션을 통해 GPS 도움의 3차원 공간에서 비행하는 항공기 위치 추적과 기동 변화 감지 그리고 복수 항공기의 식별 성능을 평가하고 분석하였다. Air Traffic Control (ATC) is a service provided by ground controllers who direct aircraft on the ground and in the air. The main purpose of ATC systems is to separate aircraft to prevent collisions, to organize and expedite the flow of air traffic, and to provide information and other support for pilots when able. To maintain vitality of Civil Aviation, it has to be ensured that efficient, safe, secure and environmentally sustainable air navigation is available at the global, regional and national levels. This requires the implementations of a CNS/ATM (Communication, Navigation, Surveillance/Air Traffic Management) system that allows maximum use of enhanced capabilities provided by technical advances. The Global Navigation Satellite System (GNSS) has played the major role to change the scenario of the aviation industry and some of the forthcoming technology is being developed based on GPS technology for accurate position information. Also, ADS-B (Automatic Dependent Surveillance-Broadcast) is becoming a key concept of new surveillance system. GNSS can provide more accurate position information of aircraft than radar-based tracking system. And three-dimensional velocity information can be used in identifying an aircraft. This thesis presents GPS-aided three-dimensional multiple aircraft tracking and identification algorithm. Interacting Multiple Model (IMM) based hybrid estimation method was used for aircraft tracking and flight mode estimation. Non-linear filter was designed for estimation of the nonlinear dynamic model. Three-dimensional multiple aircraft tracking and identification was implemented using Multiple-Target Tracking and Identity Management (MTIM) algorithm based on GPS navigation information.