• 한국가시화정보학회지
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• 제8권1호
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• pp.25-30
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• 2010

The flow characteristics under recirculation cool vent mode is numerically studied using commercial fluid dynamic code(CFX). For the reliable analysis, real vehicle and human FE model is employed in grid generation process. The geometrical location and shape of panel vent, and exhaust vent is set as that of real vehicle model. The flowrate of the working fluid is determined as 330CMH which is equivalent to 70 percent of maximum capacity of HVAC system. The high velocity regions are formed around 4 each panel vent. Because of the non-symmetrically located exhaust, non-uniform flow and partial backflow near the door trim is observed. Streaklines start from each panel vent show the flow pattern of the airflow in the passenger's compartment very well.

• 한국항공운항학회지
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• 제21권4호
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• pp.1-10
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• 2013

This paper addresses the derivation of 6-DOF equation of Tanker and Receiver's aircraft for aerial refueling. The new set of nonlinear equations are derived in terms of the relative translational and rotational motion of receiver aircraft respect to the tanker aircraft body frame. Further the wind effect terms due to the tanker's turbulence are included. The derivation of absolute dynamic equation for tanker aircraft written in the inertial frame is calculated from the relative dynamics equations of receiver. The derived relative and absolute equations are implemented the simulation in the same flight conditions to verify the relative motion and compare the trim results by using the MATLAB/SIMULINK program.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권8호
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• pp.56-64
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• 2005

모형헬리콥터를 이용한 무인항공기 설계를 위해 비선형 형태의 수학적 모델이 선행되어야 한다. 모형헬리콥터는 실기 헬리콥터에 비해 회전수가 훨씬 높으며 따라서 동특성도 실물기에 비해 훨씬 빠르다는 차이점이 있다. 본 논문에서는 축소형 헬리콥터의 수학적 모델링에 필요한 정식화과정으로서 복잡성을 최소화하면서도 실제의 동특성에 잘 부합하도록 각 구성요소별로 계산한 후 전체로 합산하는 방법을 제시하였다. 제자리 비행과 전진비행에서 수치계산을 통해 트림 값들을 계산하고 제자리 비행조건에서 선형 시스템을 해석하여 모형헬리콥터의 비행모드를 분석하였다. 계산결과 일반적인 경향은 몇 가지 작은 부분 이외에는 대체로 다른 연구결과와 비슷하였다. 이 과정을 검증하기 위해서 비행시험을 수행하여 시스템식별에 의한 결과와 비교하는 연구가 후속 수행될 예정이다.

• 해양환경안전학회지
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• 제23권5호
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• pp.566-573
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• 2017

고속 활주선에서 차인은 활주자세 변화 뿐 아니라 선체의 균형을 잡아주는 역할을 하며, 저항성능에 큰 영향을 미친다. 그러나 이러한 차인의 설계는 배수량, 선저경사각, 흘수, 선폭 등 다양한 설계 인자들에 영향을 받는 변수로 많은 경험을 필요로 한다. 본 연구에서는 경험식이 아닌 계산을 통해 차인에 대한 설계 시 형상에 대한 기본적인 지침 마련을 목적으로 고속 활주선의 차인의 형상에 따른 저항성능에 대해 계산하였다. 설계는 상용 설계 프로그램인 Yacht-one을 이용하였으며, 유동해석은 상용 해석프로그램인 STAR-CCM+으로 DFBI(Dynamic Fluid Body Interaction)방법을 적용하여 수행하였다. 초기 설계 차인 각도인 17도를 기준으로 차인 15도, 차인 16도, 차인 19도로 변경하여 설계 속도인 30노트에서 해석을 수행하였다. 그 결과, trim은 4개의 차인 중 16도가 가장 컸으며, heave는 차인 15도에서 가장 우수하였다. 해석 결과를 봤을 때 저항 측면에서 초기 설계 각도인 차인 17도 보다 차인 16도가 우수함을 보이고 있어 실제 설계 시 초기 설계 각도에서 +2도, -2도의 범위로 계산을 통해 저항 성능과 자세에서 우수한 차인을 선택해야 함을 알 수 있다.

• 한국항행학회논문지
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• 제7권2호
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• pp.171-179
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• 2003

본 논문에서는 항공기 센서와 구동장치 고장시 신경회로망을 이용하여 이를 대처하는 고장보완시스템에 대해서 고려한다. 센서 고장의 경우에는 비행동역학적 관계식을 적절히 이용하여 신경회로망으로 센서고장을 진단/규명하고 고장난 센서를 대체할 수 있는 시스템을 설계하고 또한 구동장치의 고장이나 조종면의 일부 파손시 이를 진단/규명하고 보완하여 새로운 트림상태로 안정화시키는 제어시스템을 제안한다. 설계된 두 보완시스템을 하나의 가격함수로 통합하여 운용하는 알고리즘을 제안하며 이의 검증을 위해 센서와 구동장치의 고장을 가상적으로 설정하여 시뮬레이션함으로써 보완시스템의 성능을 확인한다.

• International Journal of Naval Architecture and Ocean Engineering
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• 제3권1호
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• pp.20-26
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• 2011

A weakly nonlinear seakeeping methodology for predicting motions and loads is presented in this paper. This methodology assumes linear radiation and diffraction forces, calculated in the frequency domain, and fully nonlinear Froude-Krylov and hydrostatic forces, evaluated in the time domain. The particular approach employed here allows to overcome numerical problems connected to the determination of the impulse response functions. The procedure is divided into three consecutive steps: evaluation of dynamic sinkage and trim in calm water that can significantly influence the final results, a linear seakeeping analysis in the frequency domain and a weakly nonlinear simulation. The first two steps are performed employing a three-dimensional Rankine panel method. Nonlinear Froude-Krylov and hydrostatic forces are computed in the time domain by pressure integration on the actual wetted surface at each time step. Although nonlinear forces are evaluated into the time domain, the equations of motion are solved in the frequency domain iteratively passing from the frequency to the time domain until convergence. The containership S175 is employed as a test case for evaluating the capability of this methodology to correctly predict the nonlinear behavior related to wave induced motions and loads in head seas; numerical results are compared with experimental data provided in literature.

• 대한기계학회논문집A
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• 제36권12호
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• pp.1585-1590
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• 2012

플라스틱 소재는 온도, 습도 및 자외선 등 다양한 환경의 영향으로 인해 기계적 물성변화가 심하기 때문에 체결부의 견고함이 느슨해지고 형태의 변형에 의해 부품간의 마찰 등을 유발하여 잡음이 발생하게 된다. 따라서, 본 논문에서는 자동차 칵핏 모듈에 사용되는 다양한 플라스틱 소재에 대해 온도변화에 따른 동 특성시험을 통해 유리전이온도, 저장탄성계수, 손실계수 등을 측정하여 상온 및 열화조건에 따른 물성변화를 파악하였다. 시험결과, 온도가 높을수록 저장탄성계수는 감소하고 손실계수는 증가하는 경향을 나타내었다.

• 대한조선학회논문집
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• 제55권5호
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• pp.401-414
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• 2018

Planing hull type ships are often equipped with interceptor or trim tab to improve the excessive trim angle which leads to poor resistance and sea keeping performances. The purpose of this study is to design a controller to control the attitude of the ship by controllable stern interceptor and validate the effectiveness of the attitude control by the towing tank test. Embedded controller, servo motor and controllable stern interceptor system were equipped with planing hull type model ship. Prior to designing the control algorithm, a model test was performed to identify the system dynamic model of the planing hull type ship including the stern interceptor. The matrix components of model were optimized by Genetic Algorithm. Using the identified model, PID controller which is a classical controller and sliding mode controller which is a nonlinear robust controller were designed. Gain tuning of the controllers and running simulation was conducted before the towing tank test. Inserting the designed control algorithm into the embedded controller of the model ship, the effectiveness of the active control of the stern interceptor was validated by towing tank test. In still water test with small disturbance, the sliding mode controller showed better performance of canceling the disturbance and the steady-state control performance than the PID controller.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제15권4호
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• pp.356-365
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• 2014

This paper is the second in a series and aims to build a high-fidelity mathematical model for a propeller-driven airplane using the propeller's aerodynamics and inertial models, as developed in the first paper. It focuses on aerodynamic models for the fuselage, the main wing, and the stabilizers under the influence of the wake trailed from the propeller. For this, application of the vortex lattice method is proposed to reflect the propeller's wake effect on those aerodynamic surfaces. By considering the maneuvering flight states and the flow field generated by the propeller wake, the induced velocity at any point on the aerodynamic surfaces can be computed for general flight conditions. Thus, strip theory is well suited to predict the distribution of air loads over wing components and the viscous flow effect can be duly considered using the 2D aerodynamic coefficients for the airfoils used in each wing. These approaches are implemented in building a high-fidelity mathematical model for a propeller-driven airplane. Flight dynamic analysis modules for the trim, linearization, and simulation analyses were developed using the proposed techniques. The flight test results for a series of maneuvering flights with a scaled model were used for comparison with those obtained using the flight dynamics analysis modules to validate the usefulness of the present approaches. The resulting good correlations between the two data sets demonstrate that the flight characteristics of the propeller-driven airplane can be analyzed effectively through the integrated framework with the propeller and airframe aerodynamic models proposed in this study.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권9호
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• pp.88-93
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• 2003

본 논문은 헬리콥터용 시뮬레이션 프로그램 개발에 관한 연구이다. 일반적으로 헬리콥터 비행시뮬레이션에 사용되는 수학모델은 고 충실도를 가져야 한다. 그러므로 시뮬레이션을 실행할 때 보다 정교하 공력 모델이 필요하게 되며, 계산시간이 많이 걸린다. 어떠한 특수 목적을 수행하는 UAV 비행제어시스템에서는 제어기를 설계할 때 사용되는 선형모델을 비선형모델로부터 얻는 시간을 최소화 하는 것이 중요하다. 이와 같은 목적을 달성하기 위한 첫 번째 단계는 실제로 헬리콥터 동특성을 잘 나타내는 비선형 모델을 완성하는 일이다. 두 번째 단계는 비선형방정식으로부터 특정 비행조건에 맞는 트림값을 계산하는 것이다. 그리고 나서 수치적인 방법으로 안정미계수와 조종미계수를 계산하여 특정 비행 상태 조건에 부합하는 선형모델을 구한다. 이러한 과정을 편리하게 처리하는 프로그램을 MATLAB GUI를 사용해서 개발하였다. 이 논문에서 제안된 방법은 기존의 실물크기 모델헬리콥터 시뮬레이션 방법에 비해 간략화된 것이다. 따라서 선형모델을 얻기까지의 연산시간이 짧아서 무인헬리콥터의 비행제어시스템을 설계하는데 유용할 것이다.