• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.411-415
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• 2008

이 논문은 고도모사 시험설비의 전체 사양을 결정에 관계되는 엔진 입구에서의 고도비행 경험을 위한 모의대기 요구 조건, 모의 비행중 쇼요되는 연료 소모량 및 공급 방법, 시험모드별 냉각부하 예측, 효과적인 압력 회복률을 위한 배기 이젝터의 최적형상 결정에 관한 고려사항을 기술하였다. 이를 위하여 엔진의 연료소모량을 고려한 엔진 배기가스의 온도 및 배출량 등의 계산을 수행되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.46-51
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• 2012

본 연구에서는 액체로켓엔진 단계식 연소 사이클의 기본 설계 사양을 도출하기 위한 시스템 해석을 수행하였다. 액체산소를 산화제로 하고 액체수소와 RP-1을 각각 연료로 사용하는 엔진에 대해 사이클 해석을 적용하였다. 엔진의 성능지표인 비추력을 기준으로 하여 실제 개발되어있는 엔진과 1% 이내의 차이를 보였다. 사이클 해석을 위해 개발된 프로그램은 압력과 유량 균형, 터보펌프-터빈의 에너지 균형 조건을 만족하며 주어진 추력에 대한 연료 소모와 비추력 및 각 부품의 기본적인 사양을 도출할 수 있다. 추가적인 제한조건들의 조사가 이루어지면 통합 최적화 프로그램으로 발전시킬 수 있을 것으로 판단된다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권1호
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• pp.11-17
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• 2019

본 연구에서는 전기 동력 소형 고정익 무인항공기의 낮은 레이놀즈 영역 및 최소한의 제원으로 운용에 필요한 성능을 일반적인 이론 분석으로 예측하였다. 이를 간단한 전기모터 풍동시험과 실증 비행시험을 통해 비교 분석하여 이론 분석의 타당성을 확인하였다. 분석한 결과의 타당성 확인 결과, 3.5 kg의 고정익 소형 무인항공기는 일반적인 이론분석으로 공력 성능의 분석이 가능하지만, 필요추력은 설계오류가 발생할 가능성이 있는 것으로 확인된다. 이러한 연구 결과를 바탕으로 낮은 레이놀즈 영역에서 비행하는 유사 소형 고정익 무인항공기 개발 시 설계오류를 최소화 하는 방법을 제안하였다.

• The Journal of Asian Finance, Economics and Business
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• 제8권3호
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• pp.619-628
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• 2021

Enterprise system (ES) reflects a significant IT commitment to achieve corporate goals and satisfy its thrust toward a sustainable competitive advantage. This research investigates the required ES architecture, the value of a well-planned ES, and the human factor capabilities that drive the effective implementation of ES from a management perception. This paper examined the critical factors shaping the business systems' performance, architecture readiness, experts' readiness, and enterprise systems planning. Based on an extensive literature review, the attributes of factors mentioned earlier were identified, classified and then statistically examined using the author's' proposed conceptual structural model. This study employs a quantitative research methodology, with a random sampling technique. This paper has used the data collected from 510 respondents working in service, engineering and health sectors in OMAN. The study model analysis utilized both exploratory and confirmatory factor analysis, followed by a structural equation modeling using SPSS 25 and EQS6.3 statistical tools. The results unveil a piece of remarkable and robust evidence suggesting that ES planning is the most significant aspect of influencing performance, followed by IT personnel, staff and consumers expertise, and architecture readiness.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권1호
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• pp.23-34
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• 2012

우주 발사체는 치밀한 비행 계획에 따라 사전에 결정된 경로를 비행하도록 설계된다. 그러나 비정상으로 추력이 종료되거나 계획된 비행경로를 이탈한 경우, 또는 자유 낙하 중인 대기권 재진입 발사체에 대한 추적 과정에서 추적 센서의 측정이 불가하게 된 경우 등에는 별도의 추적 장비를 이용한 추적 또는 신속한 낙하지점 추정이 필요하다. 본 논문에서는 클러터 환경에서 무추력 탄도 비행 중인 발사체에 대한 위치 정보를 획득하고 트랙을 생성 및 유지하기 위하여 Integrated Track Splitting(ITS) 알고리듬과 Extended Kalman Filter(EKF)를 결합한 ITS-EKF 알고리듬 적용을 제안한다. 따라서 대기권 재진입 발사체에 대하여 ITS-EKF 알고리듬을 적용한 시뮬레이션을 통해 추적 성능 확인 및 지상 낙하지점을 추정한다. ITS-EKF 알고리듬 적용 결과의 적절성을 확인하기 위하여 ITS와 Particle Filter를 결합한 ITS-PF 알고리듬을 적용하여 구한 추적 성능 및 낙하지점 분포 결과와 비교하여 제시된 알고리듬이 효과적인 실시간 On-line 낙하지점 추정에 사용이 가능함을 확인한다.

• 한국정밀공학회지
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• 제31권7호
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• pp.635-642
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• 2014

The large volume multi-tasking vertical lathe was developed for machining the bearing parts for a wind power generator. Although the machined part is large in size high precision tolerances are required recently. One of the most important components to achieve this mission is the rotating table which holds and supports the part to be machined. The oil hydrostatic bearing is adopted for the thrust bearing and the rolling bearing for the radial bearing. In this article experimental performance evaluation and its analysis results are presented. The rotational accuracy of the table is assessed and the frequency domain analysis for the structural loop is performed. And in order to evaluate the structural characteristic of table the moment load experiment is performed. The rotational error motion is measured as below 10 ${\mu}m$ for the radial and axial direction and 22,800 Nm/arcsec of moment stiffness is achieved for the rotary table.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권6호
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• pp.52-59
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• 2019

로터 블레이드는 허브를 통해 전달된 토크와 조종장치를 이용한 피치각 제어를 통해 헬리콥터 비행에 필요한 양력, 추력 및 기동력을 발생시킬 수 있는 핵심 구성품이며, 구조적인 안전성과 함께 공진의 위험성이 없도록 진동 특성을 고려하여 설계되어야 한다. 본 연구에서는 다목적 무인 헬리콥터(Multi-Purpose Utility Helicopter)에 적용하기 위한 주로터 블레이드의 구조 설계를 수행하였으며, 제작된 블레이드의 단면 강성 측정 시험을 수행하였다. 이후 측정된 강성 분포를 반영하여 로터 시스템의 진동특성에 대한 평가를 수행하였다. 로터 블레이드 내부는 스킨, 스파 및 토션박스로 구성되며, 탄소 및 유리 섬유 복합소재를 적용하였다. 블레이드 단면 강성 예측을 위해 Ksec2D 프로그램을 활용하였으며, 실험을 통해 측정된 값과 비교한 결과를 제시하였다. 로터 시스템의 회전으로 인한 고유진동수 변화 및 공진 위험 여부를 확인하기 위해 회전익 항공기의 통합 해석 프로그램인 CAMRADII를 활용하였다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제21권2호
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• pp.112-119
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• 2016

NEXTSat-1 is the next-generation small-size artificial satellite system planed by the Satellite Technology Research Center(SatTReC) in Korea Advanced Institute of Science and Technology(KAIST). For the control of attitude and transition of the orbit, the system has adopted a RHM(Resisto-jet Head Module), which has a very simple geometry with a reasonable efficiency. An axisymmetric model is devised with two coil-resistance heaters using xenon(Xe) gas, and the minimum required specific impulse is 60 seconds under the thrust more than 30 milli-Newton. To design the module, seven basic parameters should be decided: the nozzle shape, the power distribution of heater, the pressure drop of filter, the diameter of nozzle throat, the slant length and the angle of nozzle, and the size of reservoir, etc. After quasi one-dimensional analysis, a theoretical value of specific impulse is calculated, and the optima of parameters are found out from the baseline with a series of multi-physical numerical simulations based on the compressible Navier-Stokes equations for gas and the heat conduction energy equation for solid. A commercial code, COMSOL Multiphysics is used for the computation with a FEM (finite element method) based numerical scheme. The final values of design parameters indicate 5.8% better performance than those of baseline design after the verification with all the tuned parameters. The present method should be effective to reduce the time cost of trial and error in the development of RHM, the thruster of NEXTSat-1.

• 대한기계학회논문집A
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• 제37권4호
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• pp.437-442
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• 2013

마찰을 크게 줄임과 동시에 신뢰성을 향상시키기 위하여 평행 스러스트 베어링, 메카니컬 시일과 피스톤링 등과 같은 기계부품에 표면가공방법이 최근에 적용되고 있다. 본 논문에서는 상용 전산유체역학 S/W인 FLUENT를 사용하여 반구형 미세딤플이 등간격으로 배치되어 있는 슬라이더 베어링의 윤활특성을 조사하였다. 미세딤플의 직경과 수에 따라서 압력분포, 지지하중, 누설유량과 마찰력은 아주 크게 변화하였다. 특히, 딤플의 밀도증가에 따라서 지지하중과 마찰력은 거의 선형적으로 감소하는 반면에 누설유량은 급격하게 증가하였다. 본 논문의 결과는 각종 미끄럼 베어링의 윤활성능을 향상시키기 위한 최적 딤플설계에 사용할 수 있으며, 추가적인 연구가 요구된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권6호
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• pp.102-109
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• 2003

전투기에 장착되는 엔진의 수는 필요한 추력과 가용엔진에 의해 대부분 결정되어 왔으나, 엔진 기술의 발달로 임무성능-체계분석-경제성 등이 중요한 고려요소가 되었다. 베트남전과 걸프전의 실전사례 분석 결과 안전성과 취약성은 쌍발기가, 피격율은 단발기가 다소 우수한 것으로 평가되었다. F404-GE-400과 F-125 엔진을 장착한 초음속 경공격기를 설계하여, 엔진 수에 따른 비교연구를 수행하였다. 쌍발기 형상이 최대이륙중량 8%, Flyaway Cost 26%, LCC 13% 정도 컸으며, 단발기 형상이 기동-저속성능과 RM&S 성능이 다소 우수하였으나 큰 차이는 없었다. 전투기의 획득시 저급(Low) 전투기는 단발엔진을, 중급이상(Med.+)의 전투기는 쌍발엔진을 적용하는 것이 체계분석-경제성-운용개념 등을 고려한 여러 측면에서 유리할 것으로 판단된다.