• 한국추진공학회지
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• 제19권4호
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• pp.69-76
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• 2015

최근 기존 화약과 추진제의 환경 지속성은 에너지 물질 분야에서 중요한 이슈로 부각되고 있다. 예를 들어 고체추진제의 산화제인 ammonium perchlorate(AP)는 염산과 같은 독성 가스와 대기 오염을 발생시켜 환경적 문제를 야기한다. 산화제 중 hydrazinium nitroformate(HNF)는 높은 밀도와 압력 지수를 가지고 있으며, 연속 가변형 추력기 시스템(DACS)에서 연소하는 동안 소규모의 연기를 배출하는 성질을 가지고 있기 때문에 환경 친화적으로 효과적인 후보 물질이다. 본 발표에서는 다양한 조건을 통하여 합성법을 적립하였으며, 결정화 과정에 필수적인 자료인 용해도 연구에 대해 수행하였다. 또한 결정화 방법 중 냉각법, 침전법, 초음파를 이용한 연구도 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.515-519
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• 2011

75톤급 연소기 헤드부의 구조적인 안정성을 검증하고자 구조시험을 수행하였다. 연소기 헤드부는 재생냉각된 연료와 극저온 산화제에 의하여 고압의 하중을 받을 뿐만 아니라 엔진에서 발생된 추력을 전달한다. 따라서 연소기 헤드부가 소성변형 또는 구조적인 손상 없이 작동하기 위해서는 헤드부의 구조안정성이 매우 중요한 요소이다. 본 연구에서는 구조안정성 평가를 위하여 전자빔용접과 티그용접 두 가지 종류의 용접을 사용하여 헤드부를 제작하고, 구조적인 안정성을 평가하였다. 구조시험 결과 전자빔용접을 적용한 연소기 헤드부가 설계 하중조건에서 구조적인 손상 없이 안정하였으며, 티그용접 연소기 헤드부에 비하여 구조적으로 더 안정함을 보여주었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.34-40
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• 2006

연소기 노즐은 고온 고압의 연소가스를 화학에너지에서 운동에너지로 변환시켜 추력을 발생시킨다. 따라서 노즐 내부 벽면은 고온 고압의 연소가스에 노출되며, 특히 노즐 목에서는 최대 열하중을 받는 구간으로서 열구조적으로 안정성을 확보한 냉각 시스템 설계가 이루어져야 한다. 본 연소기 노즐은 수냉 방식으로서 열전달 효율을 높이기 위해 냉각 채널 구조로 되어 있다. 본 연구에서는 연소기 노즐을 위한 냉각 채널 구조의 기본 설계안에 대해 유동 해석을 수행하고 공급 압력 및 유량 변화에 따른 입/출구 사이의 압력 강하량을 예측하여 초기 형상안에 대한 압력 손실 및 설계 유량 공급을 위한 압력 조건에 대해서 평가하고자 하였다. 최종 선정안에 대해서는 내부 열전달 및 유동장 해석을 수행하여 흐름 및 열구조 안정성을 평가하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권3호
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• pp.173-179
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• 2017

본 논문에서는 모션캡쳐 카메라를 사용한 실험을 통해 날갯짓 비행체의 주 날개, 꼬리날개 구동기 특성 분석에 대하여 기술하였다. 실험은 빛이 차단된 실내에서 진행되었고 지그에 기체를 고정하여 날갯짓으로 인한 영향을 줄였다. 주 날개와 꼬리날개 끝단에 마커를 부착하였고 모션캡쳐 카메라는 입력 신호에 대한 각각의 반응을 측정한다. 실험 결과 주 날개는 날갯짓의 주파수에 따라 진폭이 변하는 경향을 보였고, Modified Strip Theory에 실험 결과와 비행체 제원을 적용하여 양력 및 추력 발생 시뮬레이션을 구현 하였다. 꼬리날개는 종 횡축별로 스텝 신호를 인가하여 이에 따른 결과를 2차 전달함수 형태로 정의하였고, 각 축별로 구동기의 구조 차이로 인하여 최종 응답시간, 오버슈트, 최대값 등에서 차이를 나타내는 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권2호
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• pp.89-97
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• 2020

본 연구에서는 동축반전 프로펠러 설계 파라미터 중 프로펠러 상하 간격이 동축반전 프로펠러 유동에 미치는 영향을 확인하기 위해 ANSYS Fluent 19.0 Solver를 이용하여 26 inch 단일, 동축반전 프로펠러에 대해 수치적 해석을 수행하였다. 단일 프로펠러에 대해 Moving Reference Frame (MRF) 기법을 이용하였으며 동축반전 프로펠러에 대해 방위각에 따라 변하는 유동을 분석하기 위해 Sliding Mesh 기법을 사용하였다. 위, 아래 프로펠러가 서로 반대방향으로 회전하면서 서로 가까워지는 구간에서 추력과 동력이 감소하였다. 프로펠러 상하 간격이 증가하면서 위, 아래 프로펠러의 상호 간섭이 감소하는 것을 관찰하였다. 동축반전 프로펠러 주위 유동장 변수 등고선을 확인한 결과, 프로펠러가 가까워지는 구간에서 발생하는 공력 성능의 변화는 Loading 효과와 동시에 날개 끝 와류후류의 영향으로부터 기인한다.

• 한국항행학회논문지
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• 제16권1호
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• pp.1-7
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• 2012

본 연구에서는 쿼드로터형 비행체 개발을 위한 선행연구로서 1축 자세 제어장비를 개발하고, 시뮬레이션과 실험을 수행하였다. 두 개의 모터와 프로펠러로 구성된 시소형 1축 자세 제어장비가 제작되었고, 추력 시험을 통해 공력 파라메터를 도출하였다. Matlab/Simulink를 이용하여 시스템의 응답을 추정하였고, 자세 센서와 자세 제어 컴퓨터를 탑재하여 실험을 수행하였다. 시뮬레이션과 실험 데이터를 비교하여 실험 시 발생하는 정상상태 오차에 대한 원인을 파악하고, 사용된 자세알고리즘과 자세 제어 컴퓨터에 대한 성능 검증하였다. 본 과정을 통해, 쿼드로터형 무인항공기 자세 제어를 위한 선행 필수 기초자료를 획득하였다.

• 한국정보통신학회:학술대회논문집
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• 한국해양정보통신학회 2007년도 추계종합학술대회
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• pp.897-900
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• 2007

본 논문은 BLDC 서보모터를 사용하는 power-by-wire(PBW) 시스템을 위한 DSP 제어기와 IGBT 인버터 드라이버를 설계하는 연구를 제안한다. 이 BLDC 서보모터 시스템은 DSP(Digital Signal Processor)와 IGBT 인버터 모듈로써 구현되어진다. PBW 시스템은 직선 추력 동작을 위해 서보 모터의 속도 제어가 필요하다. 본 논문에서는 벡터 제어와 min-max PWM 기술로 이러한 서보 제어기를 구현한다. 제어기의 CPU로써, TMS320F2812 DSP는 PWM(펄스폭변조) 파형발생기, A/D변환기, SPI(직병렬인터페이스) 포트 그리고 많은 입/출력 포트 등을 가지고 있기 때문에 채택되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권10호
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• pp.761-769
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• 2013

헬리콥터의 후류가 공기력에 미치는 영향은 매우 크다. 하지만 후류의 형상은 매우 복잡하며 예상하기 힘들다. 본 연구에서는 수치적인 방법을 통하여 후류를 자세히 관찰할 것이다. 후류에서의 와류를 자세히 관찰하기 위한 수치적 방법으로는 와류격자법과 자유후류법을 사용하였다. 본 연구에서 제자리 비행에서의 후류 형상을 관찰하였다. 적절한 추력계수를 갖는 제자리 비행에서는 익단 와류 뿐 아니라 블레이드의 안쪽에서 발생하는 counter-rotating vortex도 관찰할 수 있다. 이러한 와류들이 아래로 내려가면서 익단 와류와 counter-rotating vortex가 서로 가까워지며 서로에게 영향을 끼치게 된다. 이에 따라 와류들은 자체적인 불안정성으로 인해 형상이 변한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권1호
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• pp.69-77
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• 2005

KSR-III 개발과정에서 배플을 장착하여 연소 불안정 현상을 해결한 바 있으나, 추력 및 냉각과 관련된 축방향 길이에 대한 최적화 과정을 거치지는 않았다. 이에 수동제어기구로서 사용되는 배플의 축방향 길이의 최적화 및 한계를 평가하기 위하여, 축방향 길이를 작동인자로 하여 연소 안정성 여분을 평가하였다. 외부 교란 발생 장치로서 2번의 기폭이 가능한 펄스건을 사용하였다. 외부 교란에 대한 연소실에서의 응답 특성을, 감쇠 시간과 진폭비와 같은 인자를 도입하여 정량화하였다. 설계점과 탈설계점에서 시험을 수행하였으며, 분사기의 충돌점으로 생각할 수 있는 화염 영역을 감싸지 못하는 경우에는 배플의 충분한 감쇠 능력을 보장할 수 없음을 확인하였다. 따라서 연소 안정성의 여분의 경계는 KSR-III에서의 작동조건 하에서 50 mm 정도의 배플인 것으로 판단되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권3호
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• pp.210-217
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• 2011

대칭익형 단면을 가지는 모형 깃 끝와류의 후류유동구조의 전개과정을 관찰하기 위하여 2차원 LDV 시스템을 이용하여 끝와류의 회전성분과 축성분을 상평균 기법으로 측정하였다. 비대칭익 로터 깃의 특징에 비하여 대칭익 로터깃의 끝와류는 $27^{\circ}$ 부근까지 성장 과정이 진행되어 다소 늦게 형성되었으며 그 이후부터 상대적으로 완만하게 확산모드가 진행되었다. 회전성분은 실험이 진행된 $360^{\circ}$ 까지 Vatistas의 n=2모델에 우수한 접근성을 보이면서 자기상사성을 갖는 것으로 관찰되었고 축방향성분은 비대칭익에 비하여 훨씬 강한 세기로 나타나면서 정규분포 성향을 나타내었다. 이들의 결과들은 대칭익의 경우 로터의 추력 발생면에서 끝단손실이 상대적으로 큰 것으로 확인이 되었다.