• Proceedings of the KAIS Fall Conference
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• 2012.05b
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• pp.649-652
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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 LRU 가 받는 영향성을 검토하여 설계되어야 함은 주지의 사실이다. 그러나, 내탄시험은 연료셀 자체의 제작비용 및 준비기간이 상당히 소요되고, 실탄사용에 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.

• Aerospace Industry
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• s.90
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• pp.44-47
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• 2006

• 한국항공운항학회:학술대회논문집
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• 2005.11a
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• pp.22-28
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• 2005

• The Journal of Aerospace Industry
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• s.64
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• pp.36-49
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• 2003

• Proceedings of the Korean Society for Technology of Plasticity Conference
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• 2005.06a
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• pp.121-129
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• 2005

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers
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• v.15 no.3
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• pp.963-969
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• 1991

본 연구에서는 누설와류는 유동에 영향을 미치며 에너지 손실로 된다. 누설 와류에 의한 손실은 다른 원인에 의한 손실에 비교하여 그 비중이 크다. 따라서 누 설와류 특성을 이해하기 위해 설계영각(.alpha.=10.7˚)에서 절현비를 t/C=0.90와 2.71로 바꾸고, 또 절현비가 설계절현비 t/C=0.90일 경우에 영각을 설계 영각 .alpha.=10.7˚와 실 속점의 영각 .alpha.=18.9˚사이에서 바꾸어 회전익 후방의 회전유동장을 측정하여 누설와 류의 거동을 연구하였다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.12 no.1
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• pp.22-31
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• 2013

Flight tests on flight control performance of helicopter, conversion and airplane mode for the Smart UAV were completed. Automatic take-off and landing, automatic return home as well as automatic approach to hover were performed in helicopter mode. Climb/descent, left/right turn using speed and altitude hold mode were performed in each $10^{\circ}$ tilt angle in conversion mode. The rotor speed in airplane mode was reduced to 82% from 98% RPM in order to increase rotor efficiency with reducing Mach number at tip of rotors. It reached to the designed maximum speed, $V_{TAS}$=440 km/h at 3 km altitude. This paper presents the flight test result on full envelopment of Smart UAV. Detailed test plan and test data on control performance were also presented to prove that all data meets the flying qualities requirement.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.5 no.2
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• pp.240-247
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• 2006

Tilt rotor aircraft is a multi-configuration airplane which has three independent flight modes; helicopter, conversion, and aiplane. The control surface mixer resign is reqctired to generate and distribute efficient control forces and moments in each flight mode. In the conversion mode, the thrust vector is changed from helicopter mode to airplane, therefore the thrust vector makes undesired forces and moments which affect on pitch, roll and yaw dynamics. This paper describes the design results of control surface mixer design which minimize the undesired forces and moments due to nacelles tilting angle change for 4O% scaled model.

• Journal of KIISE:Computer Systems and Theory
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• v.28 no.3
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• pp.125-133
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• 2001

본 논문은 파노라마 모자익의 접합 질을 판단하기 위해 접합 신뢰도라는 수량적 기준을 제시한다. 또한, 파노라마의 자동 생성과 따른 시각화를 위해 필요한 초점거리 측정에 접합 신뢰도가 유용함을 보인다. 이미지로부터 초점거리를 복원하는 기존 방법은 일반적인 파노라마 모자익에서 나타나는 잘못 접합된 부분을 초점거리 계산에 포함하기 때문에 부정확하다는 단점이 있다. 제안 방법은 높은 접합 신뢰도를 가진 일정 개수의 이미지를 선별할 수 있기 때문에 초점거리를 따르고 정확하게 자동 측정한다. 접합의 신뢰도를 계산하기 위해, 제안 방법은 카메라 회전 움직임 제약조건의 만족 여부를 판단할 수 있는 특징점을 정의하고, 이 특징점의 이상적인 위치와 실제 위치의 차이를 계산한다. 본 논문에서 제시한 제약조건은 카메라의 자유 회전 움직임에서 항상 만족하고, 이는 수학적으로 증명된다. 마지막으로, 실험을 통해 제안 방법이 기존 방법보다 초점거리의 편차가 작다는 것을 보이고, 파노라마 모자익의 접합 질을 높인다는 것을 보인다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• v.y2005m4
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• pp.219-224
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• 2005

In order to investigate transient behaviour of the CRW(Canard Rotor Wing) type UAV(Uninhabited Aerial Vehicle) propulsion system during flight mode transition considering flow control valve operation, the propulsion system was modelled using SIMULINK commercial program. For transient simulation of the main engine system, the ICV(Inter-Component Volume) method was applied. The valve system is to control the gas flow of the rotary duct system and the main duct system, and the analysis was performed with an assumption that the total gas mass flow of the main engine is the same as summation of the rotary duct flow and the main duct flow, and with consideration of valve loss, flow rate and effective area in valve angle variation. The performance analysis was carried out during flight mode transitions from the rotary flight mode to the fixed wing flight mode and vice versa mode at altitude of 1Km, flight Mach number 0.1 and maximum engine rpm.