• 한국조경학회지
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• 제37권4호
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• pp.1-11
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• 2009

본 연구는 공원조성압력지수를 이용하여 청주시에 분포되어 있는 도심 미개발공원의 개발우선순위를 선정하는데 있다. 공원조성압력지수를 산정하기 위해 가법형 모델을 이용하였다. 지수는 총 5개의 등급으로 나누어졌으며, 각 등급화는 9개 항목 평가지표를 통해 이루어졌다. 9개의 평가지표에서는 다시 공원의 물리적 환경특성, 이용가능성, 공간배치특성으로 분류된다. 이러한 평가지표는 기존연구에서 제시하고 있는 지표와 관련공무원의 인터뷰를 통해 선정하였다. 물리적 환경평가지표로는 고도 경사, 정규식생지수(Normalized Difference Vegetation Index: NDVI)가 있으며, 이용가능성 평가지표로는 주거지면적비율, 이용가능예측인구, 미조성경과년수, 단절구역면적이 있으며, 마지막으로 공원배치특성의 경우에는 공원간의 거리와 대체시설의 분포특성이 있다. 연구 결과, 사천, 사직2, 당산근린공원이 1등급을 받았으며, 삼선당공원이 5등급을 받았다. 1등급 공원의 경우, 두 개의 공원이 청주시의 동서축인 사직로와 인접해 있었으며, 가장 높은 개발압력을 받고 있는 것으로 나타났다. 삼성당공원의 경우, 가장 낮은 개발압력을 받고 있는 것으로 나타났으며 이 공원의 경우, 지역 대학교와 밀접하게 위치하고 있으며, 이로 인해 주변지역에 주거용지비율이 작고 이용잠재인구 또한 적은 것으로 나타났다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권2호
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• pp.15-22
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• 2011

한국항공우주연구원의 스크램제트 엔진 시험설비(이하 SETF)는 극초음속 추진기관 성능시험 설비로 일반 공력 풍동과 달리 엔진이 구동하는 비행 고도, 마하수에서의 엔탈피를 모사해야 한다. SETF는 불어내기 식으로 고압공기 공급원으로부터 공급된 고압 공기를 축열식 가열시스템으로 가열시킨 후 시험부에 장착된 노즐을 통과. 팽창하여 엔진 시험 조건을 모사하며, 공기 이젝터를 구동하여 고고도 조건과 설비 시동 조건을 구현한다. SETF의 시험부는 자유제트 형식으로 시험엔진 시작점을 노즐 출구면에 일치시킬 경우 비행체에서 발생되는 경계층과 엔진의 상호 작용을 파악할 수 있는 반면, 설비 시동 특성을 예측하기 힘들어 시험을 통한 설비 특성 파악이 필수적이다. 본 논문에는 SETF의 마하수 및 시험 모델 변화에 따른 시동 성능 그리고 시동 성능 개선을 위하여 수행된 이젝터 설계 변경 과정을 정리하였다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제19권2호
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• pp.5-10
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• 2016

Gas flow measurement in a closed duct was performed using multi-point Pitot tubes. Measurement uncertainty was assessed for this measurement method. The method was applied for the measurement of air flow into a gas turbine engine in an altitude engine test facility. 46 Pitot tubes, 15 total temperature Kiel probes and 9 static pressure tabs were installed in the engine inlet duct of inner diameter of 264 mm. Five tests were done in an airflow range of 2~10 kg/s. The flow was compressible and the Reynolds numbers were between 450,000 and 2,220,000. The measurement uncertainty was the highest as 6.1% for the lowest flow rate, and lowest as 0.8% for the highest flow rate. This is because the difference between the total and static pressures, which is also related to the flow velocity, becomes almost zero for low flow rate cases. It was found that this measurement method can be used only when the flow velocity is relatively high, e.g., 50 m/s. Static pressure was the most influencing parameter on the flow rate measurement uncertainty. Temperature measurement uncertainty was not very important. Measurement of boundary layer was found to be important for this type of flow rate measurement method. But measurement of flow non-uniformity was not very important provided that the non-uniformity has random behavior in the duct.

• 한국측량학회지
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• 제27권4호
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• pp.437-444
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• 2009

동역학적 방법을 이용한 GPS(Global Positioning System) 위성궤도 결정을 위해 양방향 적분이 가능한 multi-step 방식의 수치적분기를 개발하였으며, 이는 GPS 위성 고도에서 마이크로미터 수준의 정확도를 보였다. 가속도 모델링에서 달, 태양 이외의 천체에 의한 인력은 매우 작으므로 태양복사압에서 경험적 모델로 대체하였다. 위성궤도 미지수는 수치적분된 위성궤도와 IGS(International GNSS Service) 정밀궤도를 이용하여 최소제곱방법으로 결정했다. 이를 위해서는 수치적분기에서 가속도와 함께 미지수에 대한 편미분값을 동시에 적분해야 한다. 추정된 위성궤도 미지수를 이용하여 계산한 잔차의 RMS(Root Mean Squares error)로 부터 위성궤도의 정확도를 검증했다. 2009년 3월 한달의 평균적인 궤도오차 RMS는 5.2mm 였으며, 궤도오차의 절대적인 크기는 위성체의 종류 및 위성진행방향기준 좌표계 상에서 특별히 편향된 형태를 보이지는 않는 것으로 나타났다. 본 연구에서 적용한 태양복사압 모델은 상수항 및 궤도당 1주기에 대한 변화만을 포함하고 있으므로, 궤도당 2주기에 해당하는 궤도오차 양상을 크게 보이고 있으며 이에 대한 추가적인 연구가 필요할 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.451-458
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• 2010

한국항공우주연구원의 스크램제트 엔진 시험설비(이하 SETF)는 극초음속 추진기관 성능시험 설비로 일반 공력 풍동과 달리 엔진이 구동하는 비행 고도, 마하수에서의 엔탈피를 모사해야 한다. SETF는 불어내기 식으로 고압공기 공급원으로부터 공급된 고압 공기를 축열식 가열시스템으로 가열시킨 후 시험부에 장착된 노즐을 통과. 팽창하여 엔진 시험 조건을 모사하며, 공기 이젝터를 구동하여 고고도 조건과 설비 시동 조건을 구현한다. SETF의 시험부는 자유제트 형식으로 시험엔진 시작점을 노즐 출구면에 일치시킬 경우 비행체에서 발생되는 경계층과 엔진의 상호 작용을 파악할 수 있는 반면, 설비 시동 특성을 예측하기 힘들어 시험을 통한 설비 특성 파악이 필수적이다. 본 논문에는 SETF의 마하수 및 시험 모델 변화에 따른 시동 성능 그리고 시동 성능 개선을 위하여 수행된 이젝터 설계 변경 과정을 정리하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.644-648
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• 2004

In the present study were examined numerically and experimentally the off-design performance characteristics on an axisymmetric plug nozzle with variable throat area. In this nozzle concept, its throat area can be changed by translating the plug into the axial direction. First, a mixed-expansion plug nozzle, in which two expansion parts are arranged both inside and outside, was designed by means of the method of characteristics. Second, the CFD analysis was verified by the cold-flow wind tunnel test. Third, its performance characteristics were evaluated over a wide range of pressure ratio from half to double throat area through the design point, using the CFD code verified by the wind tunnel tests. It was made clear from the study that not so critical thrust efficiency losses were found and the maximum thrust efficiency loss was at most approximately 5 % under off-design conditions without external flow. This result shows that a plug nozzle can give the altitude compensation even under off-design geometry operations. However, shock waves were observed in the inner expansion part under the doubled throat area operation and thus some thermal problems may be caused on the plug surface. Furthermore, collapse of cell structure on the plug surface was observed with external flow (around Mach number 2.0) as it became lower pressure ratio below the design point and the fact may result in big efficiency loss regardless of geometrical configuration.

• 한국환경과학회지
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• 제19권10호
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• pp.1187-1201
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• 2010

The formation and development conditions of the cloud streets over the yellow sea by the Cold Surge of Siberian Anticyclone Expansion which produce the heavy snowfall events over the southwestern coast, Honam District of the Korean peninsula, has been investigated through analyses of the three dimensional snow cloud structures by using the CAPPI, RHI, VAD and VVP data of X-band Radar at Muan Weather Observatory and S-band Radar at Jindo Weather Station. The data to be used are obtained from January 04, 2003, when heavy snow storm hits on Gwangju and Honam District. The PPI Radar images show that the cloud bands distribute in perpendicular to the expansion direction of the high pressure and that the radius of cloud cells is about 5~8 km with 20~30 dBz and distance between each cell is about 10 km. And but the vertical Radar images show that the cloud street is a small scale convective type cloud within height of about 3 km where a stable layer exists. From the VVP images, the time period of the high pressure expansion, the moving direction and development stages of the system are delineated. Finally, the vertical distribution of wind direction is fairly constants, while the wind speed sheer increases with altitude to 3 km.

• 한국항해항만학회:학술대회논문집
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• 한국항해항만학회 2006년도 춘계학술대회 및 창립 30주년 심포지엄(논문집)
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• pp.349-354
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• 2006

본 연구는 풍하중이 컨테이너 크레인에 작용할 때, 풍향에 따라서 컨테이너 크레인의 유동장을 분석하였다. 본 연구를 위해 사용된 모델은 50ton급 컨테이너 크레인으로 현재 항만시설에 가장 많이 사용되는 모델이다. 유동장은 원통으로 모델링하였으며, 직경, 300m 높이 200m로 설정하였다. 본 연구는 멱급수를 적용하여 풍속 50m/s의 설계 기준에서 고도에 따라 풍속을 고려하였다. 또한 풍향은 $0^{\circ}{\sim}180^{\circ}$ 를 $30^{\circ}$ 간격으로 적용하였으며, CFX-10을 사용하여 전산유동해석을 수행하였다. 본 연구에서는 풍향에 따른 풍압력을 분석하였으며, 향후 유동 연성 해석을 통한 컨테이너 크레인의 구조 안정성 평가를 할 것이다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제7권3호
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• pp.229-249
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• 2020

This paper is the logical follow-up of four papers by the author on the subject "aerodynamics in Mars atmosphere". The aim of the papers was to evaluate the influence of two Mars atmosphere models (NASA Glenn and GRAM-2001) on aerodynamics of a capsule (Pathfinder) entering the Mars atmosphere and also to verify the feasibility of evaluating experimentally the ambient density and the ambient pressure by means of the methods by McLaughlin and Cassanto respectively, therefore to correct the values provided by the models. The study was carried out computationally by means of: i) a code integrating the equations of dynamics of an entry capsule for the computation of the trajectories, ii) two Direct Simulation Monte Carlo (DSMC) codes for the solution of the 2-D, axial-symmetric and 3-D flow fields around the capsule in the altitude interval 50-100 km. The computations verified that the entry trajectories of Pathfinder from the two models, in terms of the Mach, Reynolds and Knudsen numbers, were very different. The aim of the present paper is to continue this study, considering other aerodynamic problems and then to provide a contribution to a long series of papers on the subject "aerodynamics in Mars atmosphere". More specifically, the present paper evaluated and quantified the effects from the two models of: i) chemical reactions on aerodynamic quantities in the shock layer, ii) surface temperature, therefore of the contribution of the re-emitted molecules, on local (pressure, skin friction, etc.) and on global (drag) quantities, iii) surface recombination reactions (catalyticity) on heat flux. The results verified that the models heavily influence the flow field (as per the shock wave structure) but, apart from the surface recombination reactions, the effects of the different conditions on aerodynamics of the capsule are negligible for both models and confirmed what already found in the previous paper that, because of the higher values of density from the NASA Glenn model, the effects on aerodynamics of a entry capsule are stronger than those computed by the GRAM-2001 model.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권1호
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• pp.49-58
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• 2019

과학기구는 임무 종료시 전체 플랫폼의 안정적인 회수가 가능한 비행 시스템이다. 과학기구의 회수는 인명 및 재산피해를 고려하여 인구밀집도가 낮은 평야지대에서 주로 진행된다. 하지만 대한민국의 경우 밀집한 산악지형과 반도의 제한으로 인해 해상회수가 고려되어야 한다. 이러한 운용환경에서 기낭은 해상 착수 후 발생할 수 있는 심각한 해양오염 때문에 반드시 회수되어야 한다. 따라서 본 논문에서는 기낭의 위치추적기 및 방수체계가 결합된 분리장치를 개발하였다. 장치는 데이터 송수신, 분리, 방수 체계로 구성되었고 대한민국의 환경을 고려하여 제작하였다. 장치의 성능과 기낭의 낙하 궤적은 목표고도 20km 플랫폼의 분리 실험과 영압력 기구의 해상회수를 진행하여 검증하였다.