• 대한기계학회논문집B
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• 제31권8호
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• pp.688-693
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• 2007

To improve aerodynamic efficiency of the Smart Un-manned Aerial Vehicle(SUAV), vortex generator was applied along the wing upper surface during SUAV tests. Vortex generator, initially used in TR-S2 configuration to enhance lift characteristic, increased lift coefficient. Meanwhile vortex generator produced excessive drag and eventually reduced lift-to-drag ratio. To examine the effect of vortex generator's height, three different heights of vortex generator were used for various SUAV configuration. Vortex generator of 3mm height used in TR-S4 configuration produced 3.1% increase in maximum lift coefficient and 1.5% reduction in lift-to-drag ratio.

• 대한기계학회논문집A
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• 제31권5호
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• pp.625-634
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• 2007

KARI SUAV program was initiated to develop a Smart Unmanned Aerial Vehicle with innovative smart technologies. SUAV is a tilt rotor aircraft of which rotor system is 3-bladed, gimbaled hub type. Several existing concepts of gimbaled hub were analyzed and compared to investigate the applicability to SUAV rotor system design. From the result of these investigations, it was concluded that a new design concept of low cost and high reliability characteristics was necessary for the rotor hub development of SUAV. The design requirements of new gimbal hub concept and the design results were presented. Also, the analysis results to verify the satisfaction of design requirements of SUAV rotor system were presented.

• 한국항공운항학회:학술대회논문집
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• 한국항공운항학회 2004년도 추계학술발표대회 논문집
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• pp.215-218
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• 2004

• 한국항공우주학회지
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• 제37권1호
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• pp.99-104
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• 2009

본 연구에서는 스마트 무인기와 같은 소형 항공기 착륙 장치 낙하특성을 해석하고, 충격흡수효율 최적화를 위한 오리피스의 최적설계를 수행하였다. 스마트 무인기의 착륙장치의 방식은 미터링 핀이 없는 단순 유공압(oleo-pneumatic) 방식을 사용한다. 이 착륙장치를 상용 프로그램인 MSC ADAMS를 이용하여 모델링하였다. 해석 모델의 적합성을 확인하기 위해 해석된 결과와 시험 결과와 비교 검증 하였다. 해석 결과와 시험 결과는 잘 일치하였으며, 이를 통해 해석 모델이 본 낙하해석에 적합하게 모델링 되었음을 확인하였다. 검증된 해석 모델을 적용한 후, 오리피스의 크기를 변경하여 해석함으로써 가장 높은 효율을 가지는 최적의 오리피스 크기를 결정하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제32권10호
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• pp.810-815
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• 2008

To enhance aerodynamic efficiency of the Smart Un-manned Aerial Vehicle(SUAV) during the transition period, wingtip fence is attached at the end of wing. The application of wingtip fence is to reduce the effect of the separated flow caused by the nacelle on the wing especially when the tilting angle of nacelle is more than 30 degrees. To compare the effect of with and without wingtip fence, flow visualization and measurement of the aerodynamic coefficients using the pyramidal type external balance are done. Result of forces and moments measurement shows that the slope of lift coefficient is increased 18% and rolling moment of SUAV especially 60 & 90-degree tilting is changed in favorable manners with wingtip fence.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제3권3호
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• pp.17-23
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• 2009

KARI SUAV (Smart Unmanned Aerial Vehicle) program is currently on the phase of ground and flight test. SUAV is a tilt rotor aircraft having the capability of vertical take-off/landing and high speed forward flight. The SUAV rotor system is 3-bladed, gimbaled hub type, which is not common for conventional helicopter configuration. In this paper, detailed procedure and method of rotor pitch rigging, tracking and balancing were described based on the experience of SUAV ground test.

• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.49-60
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• 2008

스마트무인기 기술개발사업단에서 개발 중인 틸트로터 스마트무인기의 드라이브장치 개발과 관련하여, 주요 구성부품의 설계와 해석을 중심으로 개발 결과를 기술한다. 스마트무인기의 로터 구동을 위한 드라이브장치는 매우 정밀한 고난이 도의 시스템으로서 국내 개발 경험이 전혀 없는 기술 분야의 하나이다. 따라서 드라이브장치의 개발을 위해서 미국의 선진업체(EATI)와의 공동연구개발을 수행하였다.

• 항공우주기술
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• 제8권1호
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• pp.197-206
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• 2009

스마트 무인기의 공력특성을 향상시키기 위하여 주익에는 와류생성기(vortex generator), 주익의 끝단에는 유동펜스(flow fence)를 적용하였다. 와류생성기는 SUAV의 최대양력계수와 실속각을 지연시키는 효과가 있었지만 높은 항력증가를 초래하여, 결국에는 양항비가 줄어들었다. 이를 개선하기 위하여 L-형태와 높이가 3mm와 5mm인 와류생성기를 적용하였다. 유동펜스는 나셀 틸팅각이 증가함에 따라 나셀에서 발생하는 박리에 의하여 주익성능이 감소하는 현상을 방지하기 위하여 사용하였다. 두 가지 유동제어 장치를 사용함에 따라 스마트 무인기의 공력특성들이 어떻게 변화하였는지를 정리하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2004년도 추계 학술대회논문집
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• pp.165-171
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• 2004

Smart UAV, which adopting tiltrotor aircraft concept, requires long endurance and high speed capability simultaneously These two contradictable flight performances are hard to meet with single wing concept and inevitably require the operation of flap system which should reveal optimal performance for each flight mode. In order to design SUAV flaperon satisfying the performance requirement, various configurations are generated and their aerodynamic performances are analyzed using numerical flow computations around flaps. Considering aerodynamic performance and manufacturing simplicity, a final flap configuration is selected.

• 한국추진공학회지
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• 제10권1호
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• pp.64-71
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• 2006

수직이착륙 및 고속 전진비행 능력을 갖는 스마트무인기를 개발하기 위해 채택된 틸트로터방식은 통상의 헬리콥터방식과 터보프롭방식을 모두 포함하고 있다. 엔진측면에서 보면 엔진운용방식, 엔진제어 방식, 동력계통의 동력학적 특성, 흡/배기구 개념, 엔진장착요구도 등과 같은 요인들이 헬리콥터와 터보프롭, 두 가지 방식의 요구조건을 모두 만족시킬 수 있어야 한다. 또한 틸트로터의 특성상 헬리콥터와 터보프롭, 두 모드에서의 최적 로터회전수가 상이하여 이를 만족시킬 수 있는 방안이 요구되었다. 본 연구에서는 기존의 상용터보샤프트 엔진으로부터 틸트로터방식을 위한 특이한 엔진요구사양을 충족 시킬 수 있는 방안을 모색하였으며 이를 위해 가장 적합한 엔진을 선정하게 되었다.