• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 2006년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.449-450
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• 2006

Development of a feed drive system with high speed, positioning accuracy and thrust has been an important issue in modern automation systems and machine tools. Linear motors can be used as an efficient system to achieve such technical demands. By eliminating mechanical transmission mechanisms such as ball screw or rack-pinion, much higher speeds and greater acceleration can be achieved without backlash or excessive friction. However, an important disadvantage of linear motor system is its high power loss and heating up of motor and neighboring machine components on operation. For the application of the linear motors to precision machine tools an effective cooling method and thermal optimizing measures are required. In this paper presents an investigation into a thermal behavior of linear motor cooling plate. FVM employed to analyze the thermal behavior of the linear motor cooling plate, using the ANSYS-CFX.

• 한국항공운항학회지
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• 제23권4호
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• pp.22-29
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• 2015

Quadrotor is widely used in variable application nowadays. Due to its inherent unstable characteristics, control system to augment the stability is essential for quadrotor operation. To design control system and verify its performance through simulation, accurate dynamic model is required. Quadrotor dynamic model is simply compared with conventional rotorcraft such as helicopter. However, the accurate dynamic model of quadrotor is not easy to develop because of the highly correlated aerodynamic effect of each rotor. In this paper, quadrotor dynamic model is identified from the flight data using frequency domain approach. Flight test of quadrotor is performed in closed loop configuration with stability augmentation system included. Frequency sweep input is applied in each of lateral, longitudinal, yaw and heave axis separately. The bare dynamic model is identified from the flight data of quadrotor responses and thrust measurement through Pulse Width Modulation(PWM) data. The frequency responses of identified model match well with those of flight data, and time responses of identified model for doublet input in each axis are also shown to agree with flight data.

• 한국가시화정보학회지
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• 제9권2호
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• pp.40-47
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• 2011

Tilt-rotor aircraft can be used in various fields because they have the capabilities of the vertical take-off and landing and the high-speed cruise flight. In the present study, the flow analysis of a tilt-rotor aircraft is conducted at various tilt angles. The lift and drag forces of the tilt-rotor aircraft are obtained and the wakes by the rotor-blade are visualized. The result shows that the rotor-blade affects the lift force in a hovering mode and the main wing has an influence on the lift force in a cruise mode. Additional thrust is required at the tilt angle of around 40 degree due to the least lift force. The drag force is dependent on the rotor-blade at overall tilt angles. The minus drag force appears between the tilt angles of 90 degree and 55 degree. Also, the drag force is dramatically increased at the other tilt angles. The wake by rotor-blade affects the flow around the fuselage of the tilt-rotor aircraft at the tilt angles of 75 degree and 60 degree.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권3호
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• pp.1-5
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• 2006

자연에 존재하는 새나 곤충들은 양력 및 추력을 발생하기 위하여 평균캠버선의 형상을 변화시킨다. 기존의 비정상 박익 이론들은 주로 강체 플랩핑 에어포일에 관하여 유도되어 왔다. 생체형상가변익의 비정상 공력특성을 파악하기 위하여 변형 가능한 에어포일에 대한 확장된 비정상 박익이론이 필요하다. 생체형상가변익의 비정상 공력특성을 계산하기 위해 Theodorsen의 접근방법을 확장하였다. 에어포일의 평균 캠버선은 다항식으로 나타내었다. 형상 가변익에 작용하는 비정상 공력특성을 순환항 및 비순환항으로 나누어 나타내었다. 본 이론은 플래핑운동을 하는 생체형상가변 에어포일의 비정상 공력해석 및 모핑날개의 공탄성 해석에 적용가능하다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권2호
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• pp.67-74
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• 2005

본 논문에서는 3단형 발사체의 TVC 자세제어설계 및 벤딩필터 설계 결과를 제시하였다. TVC 자세제어기로 사용된 비례미분 제어기의 이득을 안정성 여유 조건을 토대로 제어루프의 고유주파수의 함수 형태로 결정되도록 하였으며, 유연모드 안정화를 위한 벤딩필터의 계수는 파라미터 최적화 기법을 이용해서 주어진 안정성 구속조건을 만족시키도록 결정하였다. 설계된 TVC 제어기와 벤딩필터의 타당성 및 성능에 대한 최종적인 분석은 비선형 6자유도 시뮬레이션을 통하여 수행되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.37-42
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• 2010

재생냉각식 액체로켓엔진의 예비 설계 단계에서 연소기 형상을 결정하기 위한 설계 방안을 제안하였다. CEA에서 예측된 연소 후 가스 물성치를 이용하여 로켓의 성능 및 재생냉각 성능을 계산하였다. 요구 추력, 연소실 압력, 주위 압력, 추진제 혼합비에 대해 1차원 관계식과 경험식으로 최적 유량과 연소기 성능을 예측하고, Rao 노즐 설계 기법을 활용하여 최종적으로 연소기 형상을 결정할 수 있는 방안을 제시하였다.

• International Journal of Air-Conditioning and Refrigeration
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• 제16권4호
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• pp.124-129
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• 2008

Design practice has been made on an oil-less scroll air compressor as an air supply device for a 2 kW fuel cell system where air pressure of 2 bar and flow rate of 120 liter/min are required. Basic structure of the scroll compressor includes double-sided scroll wrap for the orbiting scroll driven by two crankshafts connected to each other by a timing belt. These features can eliminate thrust surface which otherwise would produce frictional heat and jeopardize reliable operation of the orbiting scroll and the scroll element's deformation as well. This study focuses on optimum scroll wrap design; orbiting radius has been chosen as an independent design parameter. As the orbiting radius changes, scroll sizes such as scroll base plate and discharge port diameters change accordingly. Gas compression-related losses and mechanical loss also change with the orbiting radius. With a scroll base plate diameter of 120mm at most and discharge port of at least 10mm, the orbiting radius should be within the range of 2.5-4.0mm. With this range of the orbiting radius, it was estimated by performance analysis that the compressor efficiency reached to a maximum of ${\eta}_c$=96% at the orbiting radius of $r_s$=3.5mm for the scroll wrap height-to-thickness ratio of h/t=5.

• 한국추진공학회지
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• 제4권3호
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• pp.19-28
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• 2000

고체추진 로켓모타의 개발이나 성능평가 때에는 추진기관의 추력, 연소실 압력, 온도, 연소시간 등 정적연소시험을 통해서 필요한 데이터론 측정한다. 그러나 휴대용 대공 유도무기의 경우에는 추진기 관의 화염으로부터 사수를 보호하기 위해 대단히 까다로운 안전규정을 요구하고 있다. 이러한 안전 규정들을 만족시키기 위해 설계된 분리장치나 점화안전장치의 개발 및 성능평가를 위해서는 이들 장치들이 결합된 추진기관에 대해 실제 비행 환경 하에서 설계목표의 신뢰도를 시험하기 위한 동적연소시험이 수행되어야 한다. 본 연구에서는 이러한 휴대용 대공 유도무기 추진시스템의 개발이나 성능평가를 위한 동적연소시험 기법 및 동적시험대의 설계 및 제작에 관한 연구를 수행하였다.

• 조명전기설비학회논문지
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• 제13권4호
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• pp.160-169
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• 1999

리니어 펄스 모터(LPM, Linear Pulse Motor)는 고정자와 가동자 사이의 공극에 미세한 치 피치로 되어 있기 때문에 고정밀의 유연한 선형운동을 필요로 하는 분야에 적합하다. 리니어 펄스모터의 힘과 위치는 치 피치, 공극 영구자석 및 여자전류에 의해서 민감하게 영향을 받는다. 따라서 LPM은 힘 특성을 해석하는 것이 매우 중요하다. 본 논문은 공극에서 힘 계산을 위하여 퍼미언스법을 적용하였다. LPM의 공극은 공압베어링에 의해서 발생된 압력으로 부상된다. 간단한 공압과 퍼미언스법은 일정 조건에서 공극을 계산하는 데 사용되었다. 따라서 최대로 이용할 수 있는 힘은 공극의 가변에 대한 자기수반 에너지법으로부터 구하였으며, 또한 수직력과 선형 추력은 미세 변위 1[mm]로부터 얻을 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.87-91
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• 2004

우주 발사체의 성공적인 비행을 위해서는 로켓 엔진의 성능 분산 관리가 필수적이다. ANASYN을 이용해 가스발생기 사이클 액체 로켓 엔진의 성능 오차 분석을 수행하였다. 별도의 추력제어 시스템을 갖추지 않은 엔진의 진공 추력 분산은 $+5.34\%,\;-5.27\%$로 나타났으며 연소기 혼합비 오차는 $+9.07\%,\;-9.82\%$에 달했다. 가스발생기의 혼합비를 제어할 경우 추진제 유량의 제어 없이 혼합비만을 제어하면 엔진성능의 분산이 증가한다. 분산 요인에 대한 민감도 해석에 의하면 터빈 효율에서의 오차가 엔진 성능 분산에 가장 큰 영향을 미친다.