• 한국전산구조공학회논문집
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• 제25권5호
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• pp.405-411
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• 2012

회전익항공기의 연료셀 내부는 연료보관 및 연료를 엔진으로 공급하기 위한 배관과 구성품들이 배치되어 있다. 특히, 기동헬기는 전장에서 사용되는 헬기로써, 수 km 고도에서 비행하는 고정익기보다 비행고도가 낮기 때문에 피탄될 가능성이 높다. 따라서, 항공기의 생존성을 극대화하기 위해서는 피탄시 유체내부 상승압력에 의한 내부 구성품들이 받는 영향성을 검토하여 설계되어야 함은 주지의 사실이다. 그러나 내탄시험은 연료셀 자체의 제작비용 및 준비기간이 상당히 소요되고, 실탄 사용에 따른 시험수행의 제약 때문에 수치모사를 통한 관련 데이터의 확보가 필요하다. 이를 위해 본 연구에서는 유체-구조 수치모사 프로그램인 Autodyn을 이용하여 회전익항공기 연료셀의 내탄 수치모사를 수행하여, 피탄 후 연료셀 내부에서의 탄 거동을 분석하고 유체내부의 압력과 연료 셀 자체의 등가응력을 평가하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.335-338
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• 2010

대기 중의 수증기는 가스터빈엔진의 주요성능에 많은 영향을 끼친다. 습공기의 영향은 기온 및 기압이 높은 여름철 해면 고도, 높은 비행 마하수 그리고 낮은 엔진 회전수에서 그 영향이 더욱 두드러진다. 이러한 습공기 유입에 따른 가스터빈 엔진의 성능변화의 정도를 살펴보고자 200lbf 급 초소형 터보제트 엔진의 고공환경 성능시험을 통해 습도가 엔진성능에 미치는 영향에 대하여 알아보았다. 고공환경 엔진시험을 통해, 건공기 유입에 비해 습공기 유입 시 순추력에서 2.826% 낮게, 비연료소모율에서 1.325% 높게 측정되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권6호
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• pp.557-567
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• 2015

헬리콥터 진동의 주요 가진원 중 가장 결정적인 요인은 주로터이며 이러한 로터 유발진동은 승무원과 승객의 안락함을 보장하기 위해 회전익 항공기에서 해결해야할 과제 중 하나이다. 종래의 헬리콥터에서는 수동형 진동저감장치가 주로 사용되어 왔고 수리온 항공기에도 여러 가지 형태의 수동형 진동저감장치가 적용되어 있다. 최근 국외 항공기 제조업체에서는 수동형 진동저감장치 대비 작은 중량으로 우수한 진동저감 성능을 발휘할 수 있는 능동진동제어시스템(AVCS)의 적용을 확대하고 있는 추세이다. AVCS는 중량 절감외에도 항공기 형상, 비행 상태 변화 시에도 만족할만한 성능을 유지할 수 있는 장점이 있다. 이러한 AVCS를 수리온에 적용 시 어느 정도의 성능을 발휘하는지 확인하기 위한 성능시연 프로그램을 수행하였고, 최적의 센서와 작동기 조합을 찾기 위한 최적화 과정을 수행하였다. 지상 및 비행시험을 통해 계측된 데이터를 이용하여 최적의 센서 및 작동기 조합을 도출하고 비행시험 결과와 비교하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권2호
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• pp.146-156
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• 2012

비행 중 결빙은 항공기 운용에 위험한 상황을 초래하게 되며, 개발 및 감항 인증 과정중 성능과 안전에 미치는 영향이 평가되어야 한다. 평가를 위한 결빙 풍동시험에서 스케일링 기법은 실제와 동등한 수집율과 결빙량이 모사되는 대체시험 조건을 결정하는 기법이다. 본 논문에서는 Olsen 및 Ruff-IV 기법과 무차원 Weber 수를 일치시켜 속도를 계산하는 방법을 적용하여 연구자들이 쉽게 이용할 수 있도록 스케일링 프로그램을 개발하였다. 동일조건에서 수행된 NASA 스케일링 결과와 비교하여 프로그램을 검증하였다. 또한 FAR Part 25 Appendix C를 적용한 스케일링 사례를 제시하고 결빙코드 FENSAP-ICE를 이용하여 스케일링 기법을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권4호
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• pp.359-366
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• 2009

자동 코드생성이란 MATLAB의 Simulink 환경에서 설계한 블록 다이어그램을 c 코드로 변환시켜 주는 기능으로 MATLAB과의 연동을 통해 소프트웨어 설계부터 검증까지의 통합된 개발환경을 제공함으로서 개발 시간을 크게 줄일 수 있다. 하지만 생성된 c 프로그램을 무인기에 탑재하기 위해서는 소프트웨어의 신뢰성 확보가 필요하며 특히 원본이 되는 Simulink 블록의 검증이 중요하다. 본 연구에서는 자동 코드생성 기능을 고려하여 Simulink 환경에서 구성한 무인기용 자동비행 프로그램을 DO-178B에 명시된 소프트웨어 시험 과정에 따라 검증하였다. 이 과정을 통해 최종 프로그램은 기능 요구사항에 대한 만족함을 확인했을 뿐 아니라 Decision Coverage 93%, Condition Coverage 95% 그리고 MC/DC 90%로 구조적 측면에서 검증을 수행했다.

• 한국전자파학회논문지
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• 제27권11호
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• pp.949-958
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• 2016

본 논문은 다중대역 및 다중모드의 레이다 기능을 갖는 새로운 SDR(Software Defined Radar) 플랫폼의 개발 결과를 제시한다. SDR 하드웨어 플랫폼은 다중대역의 S, X, 그리고 K 밴드의 교체 가능한 RF 송수신기 및 안테나 모듈과 프로그램 가능한 신호처리기 모듈로 구현된다. 소프트웨어 플랫폼은 다중모드의 CW, Pulse, FMCW, LFM Chirp 파형 발생과 적응 가능한 신호처리 알고리즘 라이브러리 모듈 및 개방형 API 소프트웨어 모듈로 구현된다. SDR 플랫폼의 레이다 통합시험을 통하여 동작 성능을 실시간으로 검증하였으며, 또한 현장 활용시험을 통하여 지상 표적 및 비행체 드론 표적을 성공적으로 탐지하여 시험 결과를 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권4호
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• pp.315-323
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• 2018

캔 위성은 음료수 캔 크기로 위성의 전반적인 시스템을 모사할 수 있어 교육프로그램 일환으로서 큰 각광을 받고 있으며, 국내에서는 2012년도부터 매년 캔 위성 경연대회가 개최되고 있다. 본 논문에서 제안된 캔 위성은 2015년도 국내 캔 위성 경연대회에 출전한 P.P.T CanSat으로 태양에너지 무선전송시스템 및 피에조, 풍력 에너지 하베스팅 시스템을 통해 생성된 전력으로 LED 점멸 및 MEMS기반의 센서 모듈을 자가 구동하는 것을 임무목표로 한다. 본 논문에서는 상기 캔 위성의 시스템 설계 및 주요 임무 탑재체 기능검증 시험, 비행시험, 실패원인 분석 및 재시험에 대해 기술하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권5호
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• pp.407-419
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• 2008

본 연구에서는 축 대칭 원뿔 형상 위의 압축성 경계층의 천이 지점을 선형 안정성 이론과 -method를 이용하여 예측하였다. 축 대칭 좌표계에서의 압축성 유동 지배 방정식으로부터 압축성 원뿔 경계층의 선형 안정성 방정식을 얻었으며 안정성 방정식을 2차 정확도의 유한 차분법을 이용하여 계산하는 수치 프로그램을 개발하였다. 개발 된 코드로 원뿔 경계층의 안정성 특성 및 2차원 교란의 증폭률을 계산하고 실험결과와의 비교를 통해 검증을 수행하였다. 얻어진 교란의 증폭률을 활용하여 -method를 통해 천이지점 예측을 수행하였다. 풍동 시험 및 비행 시험 결과와의 비교를 통해 비행 조건에 있는 마하수 4와 8사이의 원뿔 경계층에 대한 본 연구의 천이지점의 예측 능력을 확인하였다. 또한 벽면 냉각이 경계층 내부 교란의 안정성 및 천이 지점에 미치는 영향을 분석하였다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제20권7호
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• pp.20-25
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• 2019

본 연구에서는 동체착륙 방식의 소형 고정익 무인항공기의 구조적 취약점 분석 및 품질 개선에 대한 연구를 실시하였다. 소형 고정익 무인항공기는 일반 비행체와는 달리 활주로를 사용하지 않는 투척이륙과 동체착륙 방식을 많이 사용한다. 이러한 방식은 좁은 공간에서 이륙, 착륙이 가능하여 운용적으로 많은 장점이 있다. 하지만, 동체착륙은 비행체 구조에 강한 충격이 발생하여 작은 설계 오류로 심각한 파손을 발생시킬 수 있다. 본 연구 대상인 비행체 또한 착륙과정에서 특정 부위에 지속적인 파손이 발생하였다. 이러한 현상의 정확한 원인분석을 위해 파손이 발생한 부위를 3D 구조 해석프로그램(ABAQUS)을 활용하여 구조 해석을 실시하여 정확한 위치를 파악하였고 구조해석에 정확성을 높이기 위해 시편 시험을 통해 재료의 물성치 정보를 획득하였다. 해석 결과 구조적 취약점을 확인하여 개선을 진행하였고 품질이 향상된 구조물을 운용 중 최대 충격량의 1.5배의 더 높은 수준의 실제 충격시험을 통해 검증함으로써 연구의 타당성을 입증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권10호
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• pp.955-965
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• 2010

초소형 무인기 추진용 MH-75 프로펠러는 자유와 설계기법을 이용하여 설계변수인 허브팁 비, 비틀림각 분포, 최대 캠버의 위치와 크기 그리고 시위 길이를 변화시키며 설계 요구조건을 만족하도록 공력설계 되었다. MH-75 프로펠러는 주파수영역 패널법을 이용하여 설계요구조건을 만족시키고, 다양한 초소형 무인기에 적용이 가능하도록 정지추력 특성과 비행속도 및 회전수 변화에 따른 성능 특성을 예측하였다. 그리고 MH-75 프로펠러의 공력해석 결과를 검증하기 위해 프로펠러의 추력특성에 대한 풍동시험을 수행하였다. MH-75 프로펠러의 추력 성능은 설계요구조건을 만족하였으며, 저레이놀즈 수 영향을 고려하기 위한 2차원 익형 해석용 XFOIL 프로그램에 비해 3차원 효과를 고려하는 주파수영역 패널법을 이용하는 것이 비교적 풍동시험 결과와의 오차가 적음을 확인하였다.