• Journal of the KSME
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• v.30 no.5
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• pp.454-459
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• 1990

마그네틱 베어링으로써 일반베어링의 사용할 때에 있었던 수많은 문제점들이 모두 해결되는 것 처럼 보인다. 여러 가지 특징 및 장점을 갖고 있으므로 가까운 장래에 회전기계 분야에 중요 하게 사용될 것으로 판단된다. 그러나 받아들여질 수 없는 몇 가지 요인들과 산업체에서 완전히 수용하기 이전에 좀 더 기술되어야 할 사항들은 다음과 같다. (가) 신뢰성 : 좀 더 연구할 필 요가 있다. (나) 안정성 : 동적 안정성의 측면에서 연구되어야 한다. (다) 축방향 베어링 : 앞 에서 설명한 바와 같이 원주속도의 한계치가 21,000m/min이고 따라서 그보다 직경이 작은 반경 방향 베어링의 한계 원주속도는 12,000m/min가 된다. (라) 전기적 장애 : 고정자와 절연된 회 전자 사이에는 방전이 일어나게 되고 이에 따라 포텐셜의 장애가 나타나게 된다. (마) 가격 : 크기가 작을 경우에는 일반 베어링에 비해 약 1.5배가량 비싸며 크기가 클 경우에는 약 80%가 된다. 그리고 운전비용은 일반 베어링에 비해 저렴하다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.32 no.9
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• pp.57-64
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• 2004

The Purpose of this paper is to obtain the lateral-directional controllability and stability derivatives of the Velocity-173 from the flight test data and to simulate motion of the aircraft by using In-flight Real-Time Parameter Estimation Techniques. In this paper, the results of the In-Flight Real-Time parameter Estimation Techniques are compared with the results of the Advanced Aircraft Analysis. As a result, Estimation by using In-Flight Real-Time Parameter Estimation Techniques can be done rapidly and their results are reliable.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.40 no.8
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• pp.711-717
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• 2012

During the conceptual design phase of a light sport aircraft, the wind tunnel tests were conducted to investigate the static stability of newly-designed configuration. The 1/5 scale-down wind tunnel model consisted of fuselage, main wing, vertical tail and horizontal tail. The main wing and tails were able to be attached or detached from the fuselage. The aerodynamic forces and moments acting on the 6 different configurations compounding each component were measured by using the internal balance system and their static stability derivatives were derived. With these experimental data, the baseline lift and drag characteristics as well as the effects of each component to the longitudinal, directional and lateral static stability were quantitatively analyzed.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.7
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• pp.85-91
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• 2005

Supersonic jet fighter aircraft must have been guaranteed appropriate for controllability and stability in HAoA(High Angle of Attack) region. Limit value of aircraft enter the deep stall at HAoA is related to problem of aircraft configuration design. But, In order to guarantee the aircraft safety in HAoA, control law is designed using digital Fly-By-Wire flight control system in modern versions of supersonic jet fighter aircraft. Also, In order to recovery if aircraft enter the deep stall or spin, anti-spin control law and MPO(Manual Pitch Override) mode is designed. AoA limiter and MPO is designed in longitudinal axis and HAoA departure prevention logic, roll command limiter, rudder fader and anti-spin logic is designed in lateral-directional axis. In this paper, we introduce the T-50 HAoA flight control law and propose that aircraft stability and adequate of these control law from HAoA flight test.

• Journal of the Korean Society of Manufacturing Process Engineers
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• v.11 no.1
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• pp.56-61
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• 2012

The dynamic instability and natural frequency of axially moving beam with an attached mass are investigated. Thus, the effects of an attached mass on the stability of the moving beam are studied. The governing equation of motion of the moving beam with an attached mass is derived from the extended Hamilton's principle. The natural frequencies are investigated for the moving beams via the Galerkin method under the simple support boundary. Numerical examples show the effects of the attached mass and moving speed on the stability of moving beam. Moreover, the lowest critical moving speeds for the simple supported conditions have been presented. The results can be used in the analysis of axially moving beams with an attached mass for checking the stability.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2002.04a
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• pp.4-5
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• 2002

로켓 엔진의 개발에 있어 성능과 수명(life time)에 가장 문제가 되는 것은 연소 안정성에 있다. 일반적으로 연소 불안정을 야기시키는 것은 3가지로서 축방향(longitudinal), 반경방향(radial)과 접선방향(longitudinal) 모드(mode)가 있다. 이와 같은 모드를 제어하는 방법에는 수동적 제어방법으로 음향공(acoustic cavity)과 배플(baffle)이 있으며, 음향공은 모드에 관계없이 특정한 주파수에 맞추어 체적을 조절하여 음향파(acoustic wave)를 감쇄시키는 것이고 배플은 주파수에 관계없이 접선방향 모드를 제어하는 것이 기본 목적이나 허브(hub)를 설치하여 반경방향 모드까지 제어할 수 있다. 음향공은 엔진의 성능 또는 연소장에는 영향을 주지 않고 작동하는 반면, 배플은 초기 엔진설계를 할 때 고려하지 않으면 후에 배플을 장착하였을 때는 초기 설계의 제한 때문에 장착의 어려움과 성능 및 연소장에 영향을 미쳐 원하지 않는 엔진의 시험 결과를 야기할 수 있다. 본 연구에서는 KSR-III와 동일한 조건의 연소기에서 다양한 배플을 장착하였을 경우에 대하여 성능과 연소장에 대하여 예측하였다.

• Journal of the Korean Geotechnical Society
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• v.16 no.1
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• pp.145-155
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• 2000

Orientation data of discontinuities are of paramount importance for rock slope stability studies because they control the possibility of unstable conditions or excessive deformation. Most orientation data are collected by using linear sampling techniques, such as borehole fracture mapping and the detailed scanline method (outcrop mapping). However, these data, acquired by the above linear sampling techniques, are subjected to bias, owing to the orientation of the sampling line. Even though a weighting factor is applied to orientation data in order to reduce this bias, the bias will not be significantly reduced when certain sampling orientations are involved. That is, if the linear sampling orientation nearly parallels the discontinuity orientation, most discontinuities orientation data which are parallel to sampling line will be excluded from the survey result. This phenomenon can cause serious misinterpretation of discontinuity orientation data because critical information is omitted. In the case study, orientation data collected by using the borehole fracture mapping method (vertical scanline) were compared to those based on orientation data from the detailed scanline method (horizontal scanline). Differences in results for the two procedures revealed a concern that a representative orientation of discontinuities was not accomplished. Equal-area, polar stereo nets were used to determine the distribution of dip angles and to compare the data distribution fur the borehole method versus those for the scanline method.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2016.03a
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• pp.604-609
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• 2016

슬롯판을 이용한 경사충격파와 경계층 간섭유동 제어에서, 슬롯판 아래에 있는 공동부의 형상을 바꾸어 가며 제어 성능을 비교하는 수치적 연구가 수행되었다. 공동형상 직사각형 5개, 사다리꼴 3개를 선정하여 shock 뒤에서 경계층 안정성, 전압손실을 기준으로 제어 성능을 평가하였다. 수치해석 결과 모든 형상에 대해 제어하지 않은 상태보다 좋은 성능을 얻었다. 그 중 경계층 안정성 측면에서는 형상 L과 R, 전압손실 감소 측면에서는 형상 M과 A가 효과적임을 확인하였고, 종합적으로 슬롯의 끝 면과 공동의 길이방향 끝 면이 일치하는 형상에서 상대적으로 좋은 결과를 얻음을 확인했다. 또한 슬롯과 공동 내부유동을 분석하면서 경계층 안정성과 전압손실 감소에 영향을 미치는 것은 separation 영역을 얼마 원활히 흡입하는지의 여부임을 알 수 있었고, 상류 슬롯에서 발생하는 shock에 대한 추후 해결 연구도 필요함을 알 수 있었다.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.13 no.5
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• pp.32-38
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• 2019

The flying wing configuration with high sweep angles and rounded leading edge represent a complex flow of structures by the leading edge vortex. For control of the tailless flying wing configuration with unstable directional stability, flaperon is used. In this study, we conducted numerical simulations for a non-slender flying wing configuration with a rounded leading edge and analyzed the effect of the sideslip angle and flaperon. Through aerodynamic coefficient analysis, it was found that the effect of AoS on lift and drag coefficient was minimal and the side force and moment coefficient were markedly influenced by AoS. As the sideslip angle increased, the pitch break, which is related to the pitching moment coefficient, was delayed. Through stability analysis, the directional and lateral static stability of the flying wing configuration were increased by flaperon. Also, the structure and behavior of the leading edge vortex were analyzed by observing the contour of the pressure coefficient and the skin friction line.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.9 no.3
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• pp.12-16
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• 2015

인간동력 항공기 TORUK MAKTO I에 대하여 양력선이론 및 XFOIL을 사용하여 도출한 공력계수 및 미계수 값과 CATIA를 사용한 관성모멘트 추정 값을 사용하여 지면효과 및 주익과 무게중심 사이의 수직거리 변화가 인간동력 항공기의 세로 정안정성에 미치는 영향과 수평미익(스테빌레이터) 변위각제어에 따른 세로 동안정성 해석 연구를 수행하였다. 연구결과 지면효과가 정적여유에 미치는 영향은 미미했다. 공력중심과 무게중심 사이의 수직거리가 세로 정안정성에 미치는 영향은 매우 컸으며, 수직거리 증가는 세로 정안정성을 증가시켰다. 수평미익 변위각 제어에 따른 세로 동안정성 해석 결과 장주기 진동특성과 감쇄특성이 매우 나쁜 것으로 나타났다. 향후 항공기의 동특성을 고려한 세로 동안정성 해석 및 측풍에 의한 가로 및 방향 안정성 해석연구를 수행할 예정이다.