• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제5권3호
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• pp.319-334
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• 2018

In this study, the failure mode and energy absorption capabilities of a composite shock absorber device, during an emergency landing are evaluated. The prototype has been installed and tested in laboratory simulating an emergency landing test condition. The crash absorber presents an innovative configuration able to reduce the loads transmitted to a helicopter fuselage during an emergency landing. It consists of a composite tailored tube installed on the landing gear strut. During an emergency landing this crash absorber system should be able to absorb energy through a pre-designed deformation. This solution, compared to an oleo-pneumatic shock absorber, avoids sealing checks, very high values of the shock absorber pressure, and results to be lighter, easy in maintenance, inspect and use. The activities reported in this paper have become an attractive research field both from the scientific viewpoint and the prospect of industrial applications, because they offer benefits in terms of energy absorbing, weight savings, increasing the safety levels, and finally reducing the costs in a global sense.

• 한국항공운항학회지
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• 제29권4호
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• pp.45-51
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• 2021

A runway safety area (RSA) is defined as the surface surrounding the runway prepared or suitable for reducing the risk of damage to airplanes in the event of an undershoot, overshoot, or excursion from the runway. The Runway Stripe is a defined area including the runway stopway, if provided, intended firstly to reduce the risk of damage to aircraft running off a runway, and secondly, to protect aircraft flying over it during takeoff or landing operations. This study used 2 RSA analysis models; RSARA and LRSARA. The analysis utilizes historical data from the specific airport and allows to take into consideration specific operational conditions to which movements are subject, as well as the actual or planned RSA conditions in terms of dimensions, configuration, and boundaries defined by existing obstacles. This study applied the RSA and LRSA risk assessment models to a domestic airport that do not meet the criteria required by standards for aerodrome physical characteristics. The airport is considering a method to secure the runway strip standard through the displaced threshold. This study intends to confirm through quantitative risk estimation whether meeting facility standards through the runway displaced threshold leads to a positive change in risk mitigation.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제17권1호
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• pp.97-105
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• 2023

항공용의 센서 포드는 비행체 기동조건에서 유도된 비행 하중에 대하여 정적 구조시험을 통한 구조 건전성을 검증해야 한다. 이를 위해 센서 포드 전 구조체의 정하중 시험장비 개발이 필수적으로 요구된다. 본 논문에서는 시험요구도를 기본으로 정적 구조시험의 구성 및 시험 구조물, 시험체 구속장치, 하중 인가장치, 제어 및 계측장비 등의 설계, 제작, 조립 및 검증에 대한 방법과 절차들을 확보하였다. 결론적으로 센서 포드의 정하중 시험 및 데이터 획득을 성공적으로 수행하였으며, 시험장비의 신뢰성도 함께 입증하였다.

• 대한기계학회논문집 C: 기술과 교육
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• 제2권2호
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• pp.113-124
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• 2014

항공기를 개발하는데 있어 형상 결정과 요구도 입증은 주로 비행시험 결과에 의존한다. 비행시험은 많은 시간과 비용을 요구하므로 비행시험 계획을 체계적으로 수립하고 분석함으로써 비용절감과 일정단축에 기여할 수 있다. 본 논문에서는 한국형 기동헬기에 적용된 진동 비행시험 사례를 적용하여 비행시험 계획을 체계적으로 수립하고 분석할 수 있는 방안을 제시하였다. 본 논문에서는 주요 부위에서 측정한 진동수준 값을 가지고 종합적인 진동수준 만족도를 하나의 수치로 나타내기 위하여 호감도 함수를 채택하고 진동수준의 측정을 위한 비행시험을 체계적으로 수행하기 위하여 실험계획법의 하나인 부분요인배치법을 사용하였다. 또한 비행시험을 단계적으로 수행하여 비행시험 횟수를 더욱 줄일 수 있는 방법을 제시하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제13권3호
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• pp.307-316
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• 2012

Numerical simulations of 3D aircraft configurations are performed in order to understand the effects of turbulence models on the prediction of aircraft's aerodynamic characteristics. An in-house CFD code that solves 3D RANS equations and two-equation turbulence model equations are used. The code applies Roe's approximated Riemann solver and an AF-ADI scheme. Van Leer's MUSCL extrapolation with van Albada's limiter is also adopted. Various versions of Menter's $k-{\omega}$ SST turbulence models as well as Coakley's $q-{\omega}$ model are incorporated into the CFD code. Menter's $k-{\omega}$ SST models include the standard model, the 2003 model, the model incorporating the vorticity source term, and the model containing controlled decay. Turbulent flows over a wing are simulated in order to validate the turbulence models contained in the CFD code. The results from these simulations are then compared with computational results from the $3^{rd}$ AIAA CFD Drag Prediction Workshop. Numerical simulations of the DLR-F6 wing-body and wing-body-nacelle-pylon configurations are conducted and compared with computational results of the $2^{nd}$ AIAA CFD Drag Prediction Workshop. Aerodynamic characteristics as well as flow features are scrutinized with respect to the turbulence models. The results obtained from each simulation incorporating Menter's $k-{\omega}$ SST turbulence model variations are compared with one another.

• 한국인터넷방송통신학회논문지
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• 제20권3호
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• pp.121-127
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• 2020

소형 추적 레이다는 저속으로 기동 중인 큰 RCS를 갖는 바다위의 함정 표적 및 고속으로 기동하는 작은 RCS를 갖는 항공기(전투기, 무인기, 헬기 등)에 대하여 빠른 김발구동으로 표적을 향하고 실시간으로 표적을 탐색/ 탐지 하여 추적하는 펄스 방식의 레이더이다. 추적 레이다를 실제 환경에서 성능시험을 수행하는 것은 많은 비용이 발생을 한다. 또한 실제 환경에서는 성능을 정량적으로 측정하기가 어렵다. 본 논문에서는 소형 추적 레이다의 성능을 확인하기 위한 실험실 환경의 종합성능시험 시설의 구성과 각 구성의 주요 요구사항 및 구현에 대하여 설명한다. 실 환경을 모사하기 위한 무반향 챔버, 실 표적의 신호를 모사하기 위한 모의표적발생부, 표적의 이동을 모의하기 위한 혼안테나 구동장치, 추적레이다의 비행환경을 모사하기 위한 FMS(Flight Motion Simulatior)로 구성되며 각각의 설계와 구현에 대하여 설명하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권8호
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• pp.711-717
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• 2012

스포츠급 경항공기 개념 설계 단계에서 항공기의 정적 안정성 분석을 위해 1/5 축소모델로 풍동시험을 수행하였다. 제안된 경항공기의 동체 단독 및 동체에 주익, 수평꼬리날개, 수직꼬리날개 등을 조합한 6개 형상에 작용하는 공력을 내장형 밸런스를 이용하여 측정하고 정안정 미계수를 도출하여 기본 양항력 공력특성 및 각 요소가 세로 방향 가로 정안정 특성에 미치는 효과를 분석하였다. 풍동시험 결과로부터 특히, 수평꼬리날개와 수직꼬리날개 그리고 고익형태와 상반각을 갖는 주익 등이 각각 세로, 방향, 가로 정안정성에 미치는 기여정도를 정량적으로 파악하였으며, 본 시험결과는 항공기 각 형상 구성품 조합의 정안정 특성에 관한 유용한 실험자료로 활용될 수 있을 것이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권6호
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• pp.92-100
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• 2002

본 연구에서는 천음속 미소교란 방정식을 이용하여 조종면의 강제 조화 운동을 고려한 전기체 형상에 대하여 천음속/초음속 비선형 플러터 특성을 파악할 수 있는 정밀 해석 시스템을 개발하였다. 본 시스템에는 충격파의 비선형 특성을 고려하기 위해 전산구조동역학, 유한요소해석 및 전산유체역학 기법을 동시에 연계하여 적용하는 연계시간 적분법을 도입하였다. 복잡한 전기체 형상에 대한 효과적인 격자생성을 위해 자체 자동격자 생성프로그램이 개발되었다. 천음속과 초음속 속도 영역에서 전기체 항공기에 대한 정적/동적 공탄성 특성을 고찰하였으며, 시간 영역에서 조종면 강제 조화운동에 대한 플러터 비행시험 시뮬레이션 결과들을 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권3호
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• pp.187-194
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• 2015

탄도수정탄은 기존 포탄의 신관에 카나드가 장착된 조종 장치를 탑재하여 정확도를 향상시키는 지능탄이다. 본 논문에서는 2D 탄도수정탄의 카나드를 설계하기 위하여 다양한 형상 변수에 대한 공력성능을 반실험적 기법을 이용하여 분석하였으며, 이를 바탕으로 초음속에서 항력이 상대적으로 더 적은 카나드 형상을 설계하였다. 또한 CFD 기법을 통한 탄도수정탄의 공력해석 기법을 연구하였으며, 포탄의 탄저 부분 기저항력 예측에 O-type 격자를 바탕으로 한 k-${\omega}$ SST 난류모델이 적합함을 확인하였다. 최종적으로 앞서 개발한 해석 기법을 바탕으로 2D 탄도수정탄의 공력특성 및 탄도조종장치 장착에 따른 항력변화를 계산하였다.

• 한국전산구조공학회논문집
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• 제25권1호
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• pp.65-71
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• 2012

본 논문에서는 수상/육상 착륙 환경에서 경항공기용 플로트의 구조적 안전성과 경량화 설계개선을 위하여 고유 진동수 및 정적 응력해석을 수행하였다. 경항공기용 플로트의 설계제원 및 형상도면을 기반으로 유한요소 모델링을 수행하였으며, 수상/육상 착륙 시점의 단순화된 하중조건을 플로트모델에 적용하였다. 먼저 알루미늄 플로트모델에 대하여 고유 진동수 및 응력해석 결과를 확인하였으며, 이를 기준으로 복합재료 적층판을 적용한 플로트모델의 구조적 안전성을 비교 검토하였다. 복합재료 플로트모델의 적층유형 및 두께 변화에 따른 무게감소와 파손지수 변화 등의 성능개선을 확인하였으며, 경량화 플로트설계에 적합한 적층유형을 제시하였다.