• 한국항공우주학회지
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• 제46권6호
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• pp.452-463
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• 2018

Tip-jet gyroplane은 제자리 비행 시 tip-jet의 반발력을 이용하여 로터의 회전력을 얻고, 전진 비행 시 오토자이로 형태로 비행하는 복합형 회전익기의 한 종류이다. Tip-jet gyroplane의 적절한 성능해석과 개념 설계 단계의 사이징을 수행하기 위해서는 tip-jet 모드, gyroplane 모드, transient 모드를 모두 고려할 수 있는 설계 및 해석 기법이 필요하다. 본 연구에서는 이 세 가지 비행 모드 성능해석과 기체 사이징을 수행할 수 있는 코드를 개발하였다. 해석 기법은 tip-jet gyroplane 비행 모드를 이루고 있는 해석 코드 별로 각각 실험값과 비교 검증되었다. 개발된 코드를 이용하여 300km 혹은 400km의 임무 운용반경에서 150knots의 고속 비행을 수행하는 2가지 임무형상에 대해 초기사이징을 수행하였고, 초기 사이징 결과로 설계된 3,000lb 급 tip-jet gyroplane의 형상 및 성능을 분석하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권9호
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• pp.723-734
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• 2018

20kg 미만의 중소형 멀티콥터의 초기 사이징 과정에서 적용 가능한 기체 구조 중량 예측에 관한 연구를 소개한다. 임무장비를 제외하고 멀티콥터는 기체 구조, 모터, 프로펠러, 배터리 등으로 구성되는데, 모터, 프로펠러, 배터리 등의 중량은 설계변수에 따른 추세선을 통해 추정이 가능하다. 하지만 기체 구조 중량은 멀티콥터의 형상과 설계 개념이 다양하고, 대부분의 상용 제품들이 기체 구조 중량 데이터를 제공하지 않기 때문에 추세선을 통해 예측할 수 없다. 본 논문에서는 기본적인 멀티콥터 형상을 정의하고 멀티콥터 사이징 초기 단계에서 결정되는 프로펠러 개수와 직경을 통해 멀티콥터 기체 구조 중량을 추정하는 방법을 제안하였다. 제안한 방법은 구조 중량이 제시된 멀티콥터 제품들을 통해 검증하여 그 유용성을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권1호
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• pp.47-58
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• 2014

본 연구에서는 대체에너지로 태양광과 수소재생연료전지를 사용하는 고고도 장기체공 무인기의 초기 사이징을 수행하였다. 박스 윙 형태의 형상 대신 해외에서 연구가 많이 진행되어 상대적으로 기본 자료들이 풍부한 글라이더 형태의 형상을 선택하였다. 이륙중량 150 kg 급으로 추진 시스템은 모터와 프로펠러, 태양광 전지, 전기분해를 통해 재충전이 가능한 액체수소 연료전지로 구성되어있다. 하루 동안 순항 비행 시 필요한 최소 요구 에너지와 낮 시간으로부터 얻을 수 있는 태양광 에너지와의 에너지 균형을 고려하여 가로세로비, 날개 길이, 면적 등 항공기 설계변수를 변화시키면서 전체 이륙중량을 추정하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권5호
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• pp.391-403
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• 2013

전기 추진 프로펠러 항공기는 기존의 제트엔진으로부터 나오는 유해한 배기가스로 인한 환경적 우려와 국가 에너지 안보 차원에서 새로운 관심을 받고 있다. 그러나 전통적인 항공기 사이징 방법들은 여러 종류의 에너지원과 동력 시스템을 사용하는 전기 추진 항공기에 바로 적용될 수 없다. 본 연구에서는 일반화된 동력기반 사이징 기법에 기초한 전기 추진 항공기 사이징의 실제 예를 제시하였다. 여기서 일반 항공기는 프로펠러, 고온초전도모터, 수소가 연료로 사용되는 연료전지, 동력 조절 장치로 구성되는 전기 추진시스템에 의해 구동된다. 기술 향상의 영향을 평가하기 위해 전기 구성품들의 두 가지 다른 기술 구성을 가정하여 항공기 사이징을 수행하였고, 전형적인 형태의 기준 항공기와 사이징 결과를 비교하였다.

• 한국항공운항학회지
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• 제29권3호
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• pp.52-65
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• 2021

A large amount of time and cost is consumed due to congestions caused by an increasing number of cars which results in a lot of emissions. To overcome these problems, a new electric vertical takeoff and landing (eVTOL) aircraft is being considered. Since vertical take off and landing without a separate runway is realized and electricity is used as a power source, it could solve the saturated ground traffic congestions without emissions. In this paper, the initial sizing was performed based on the Nexus 6HX of Belltextron which is a tilt-ducted fan type. In this study, the electric propulsion system that only uses battery was implemented instead of current Nexus 6HX hybrid electric propulsion. Aerodynamic analyses were performed using OpenVSP and XFLR5. Power-to-weight ratio, wing loading, estimated weight were calculated with these analyses.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권6호
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• pp.523-535
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• 2012

태양광 추진 항공기는 감시, 지구 모니터링, 통신 등에 대기 오염 없이 그리고 가까운 장래에 인공위성과의 가격 경쟁력까지 갖추게 될 수 있어 미래의 고고도 장기체공 임무수행을 위해 더욱더 그 중요성이 증대되고 있다. 그러나 전통적인 항공기 사이징 방법들은 태양광 추진 항공기에 바로 적용될 수 없다. 본 연구에서는 다양한 동력 시스템 구성품들이 태양광 추진 장기 체공 항공기의 사이징에 어떤 영향을 미치는지를 파악하기 위하여 에너지 균형 및 구속조건 연구를 수행하였다. 본 연구에서는 동력 생성과 연료전지의 재생 에너지 저장을 위한 광전지 모듈을 동력 시스템 구성품으로 고려하였다. 또한 본 연구 결과를 검증하기 위해 고고도 무인기에 이 새로운 사이징 기법을 적용하여 결과를 제시하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제23권1호
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• pp.44-54
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• 2019

많은 나라들에서 늘어가는 자동차로 인한 교통체증에 대체 할 수 있는 새로운 교통수단에 대한요구가 증가하고 있다. 또한, 경제적인 성장으로 인한 자동차 보유 대수의 증가로 앞으로 교통체증은 더욱 증가할 것이다. 이를 위해 도로주행형 개인용 항공기(PAV; personal air vehicle)에 관한 많은 연구가 진행되고 있다. 본 연구에서는 도로주행형 PAV의 사이징에서 엔진과 익형의 종류에 따른 주요 설계 변수인 익면하중과 동력대중량비를 구하기 위한 사이징을 수행하였다. 즉, 사이징 과정에서 국내 환경과 일반 항공기급 인증기준인 FAR PART 23을 고려한 임무형상에 대하여 익면하중, 동력대중량비, 제동마력, 그리고 연료효율의 그래프를 통해서 설계점을 결정하는 연구도 수행하였다. 사이징 결과 디젤 엔진을 사용하는 경우 가솔린 엔진보다 더 큰 중량으로 인해 더 큰 이륙총중량, 날개 면적, 그리고 더 큰 동력을 요구한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권12호
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• pp.819-828
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• 2022

본 연구는 일반적인 쿼드 틸트 로터 타입의 전기 추진 수직이착륙 항공기에 대하여 배터리의 성능에 따른 기체 사이징의 민감도를 분석하였다. Uber Elevate와 NASA가 제시한 임무 요구도를 기반으로 초기 기체 사이징을 수행하였으며, 200Wh/kg~400Wh/kg의 배터리 팩 기준 비에너지와 4C~5C의 연속 방전율 범위에 대하여 항공기의 총 중량은 5,000lb~11,000lb으로 예측되었다. 기체 총 중량을 7,000lb를 가정 시 가용 출력과 가용 에너지 측면에서 각각 요구되는 배터리 사양을 도출하였으며, 배터리 비에너지와 방전율의 영향을 분석하였다. 배터리 팩 고장 및 프롭 로터 고장과 같은 조건을 고려하여 배터리 최대 방전율 또한 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권2호
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• pp.26-35
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• 2006

동 연구에서는 유무인 회전익기의 초기 사이징에 활용할 각종 설계변수에 대한 데이터베이스를 구축하여 추세선 식을 유도하고, 유무인 회전익기 간 주요 설계변수의 특징을 비교 분석하여 회전익기 초기사이징의 용이성을 제고하고자 하였다. 연구접근방법으로 먼저 Jane 연감을 이용하여 유인기 78개 기종, 무인기 33개 기종에 대하여 데이터베이스를 구축하고, 구축된 데이터를 이용하여 회귀 분석을 통하여 총 6종의 추세선 식을 유도하였다. 계산된 상관계수와 결정계수에 따라 대부분의 추세선은 상대적으로 유의성이 있음을 알 수 있었다. 그리고, 유인 회전익기의 추세선 및 데이터베이스 그래프와 무인 회전익기 그래프 비교를 통하여 각 회전익기 간 주요 설계변수별 정성적 특징을 비교 분석하였다. 이를 통해 도출한 무인 회전익기의 몇가지 특징은 유인기에 비해 주로터 직경과 최대이륙중량은 작게, 꼬리로터 직경은 크게 설계하며, 자체무게비는 유인기와 유사한 수준이라는 것이다.

• Composites Research
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• 제33권6호
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• pp.390-394
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• 2020

탄소섬유 스프레드 토우를 제조하는 과정에서 섬유 손상이 발생하며, 이는 스프레딩 과정에서 장비와 섬유 사이 혹은 섬유 간의 마찰로 발생한다. 이로 인해, 재료 및 장비조건에 따라 프로세스 성능에 차이가 발생하고, 제품 물성이 하락한다. 섬유 손상을 최소화하는 것은 스프레드 토우를 제조하는 공정에서 반드시 고려되어야 한다. 본 연구에서는 공기를 이용한 탄소섬유 스프레딩 공정에서 탄소섬유의 필라멘트 수와 사이징 함량, 탄소섬유토우 스프레딩 장비의 공정 변수(초기섬유장력, 열풍온도, 진공압력)를 달리하여 스프레드 토우의 공정성능 변화를 관찰하였다. 탄소섬유 품종에 따른 조건 별 최적조건에서 제조된 샘플을 이용해 인장강도를 평가하여, 탄소섬유의 손상에 따른 기계적 물성 감소를 확인하였다.