• 한국항공우주학회지
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• 제34권11호
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• pp.18-25
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• 2006

비정상 공기력 측정이 두 쌍의 날개를 갖는 잠자리 유형 모델의 위상차에 따른 효과를 조사하기 위하여 수행되었다. 잠자리 유형 모델의 플런징 운동에 의하여 발생된 공기역학적인 힘을 측정하기 위하여 로드셀을 사용하였다. 본 잠자리 유형 모델은 실제 잠자리와 동역학적으로 상사하며, 앞뒤날개는 각각 0°의 10°의 붙임각(incidence angle)을 가지고 있다. 다른 실험 조건은 다음과 같다. 자유류의 속도는 1.6 m/sec이고, 이와 관련된 시위 레이놀즈수 2.88×103이며, 앞뒤날개의 위상차는 각각 0°, 90°, 180°, 그리고 270°이다. 잠자리 유형 날개의 한 주기 동안 공기역학적 계수의 변화가 제시되었다. 연구 결과는 잠자리 유형 모델의 양력은 앞뒤날개가 downstroke 운동을 수행할 때 발생되며, 뒷날개가 downstroke 운동과정을 수행하면 양력 발생과 함께 항력도 발생한다는 것을 보여준다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제4권5호
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• pp.503-514
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• 2017

The attitude control of an aircraft is usually fulfilled by means of thrusters at high altitudes. Therefore, the possibility of using also aerodynamic surfaces would produce the advantage of reducing the amount of fuel for the thrusters to be loaded on board. For this purpose, Zuppardi already considered some aerodynamic problems linked to the use of a wing flap in a previous paper. A NACA 0010 airfoil with a trailing edge flap of 35% of the chord, in the range of angle of attack 0-40 deg and flap deflections up to 30 deg was investigated. Computer tests were carried out in hypersonic, rarefied flow by a direct simulation Monte Carlo code at the altitudes of 65 and 85 km of Earth Atmosphere. The present work continues this subject, considering the same airfoil and free stream conditions but two flap extensions of 45% and 25% of the chord and two flap deflections of 15 and 30 deg. The main purpose is to compare the influence of the flap dimension with that of the flap deflection. The present analysis is carried out in terms of: 1) percentage variation of the global aerodynamic coefficients with respect to the no-flap configuration, 2) increment of pressure and heat flux on the airfoil lower surface due to the Shock Wave-Shock Wave Interaction (SWSWI) with respect to the same quantities with no SWSWI or in no-flap configuration, 3) flap hinge moment. Issues 2) and 3) are important for the design of the mechanical and thermal protection system and of the flap actuator, respectively. Under the above mentioned test and geometrical conditions, the flap deflection is aerodynamically more effective than the flap extension, because it involves higher variation of the aerodynamic coefficients. However, tests verify that a smaller deflection angle involves the advantage of a smaller increment of pressure and heat flux on the airfoil lower surface, due to SWSWI, as well as a smaller hinge moment.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권2호
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• pp.109-117
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• 2020

기존 정렬 격자의 많은 제약 조건들을 완화할 수 있는 patched-grid 알고리즘을 이용하여 효율적으로 정렬 격자계를 구성하였다. EFD-CFD 워크숍의 case 4: 삼각 날개-원통형 동체 형상에 크게 3가지의 접근 방식을 적용하여 기존의 격자 생성 문제점들을 해결하였고, 실험값과 비교하여 검증하였다. 고 받음각 영역에서 표면 압력 분포가 실험값과 다소 차이를 보였다. 마하수의 증가에 따른 피칭 모멘트의 기울기 변화를 분석하였고 이는 tuck under 현상으로 설명할 수 있었다. 초음속 영역에서는 형상 앞에 궁형 충격파가 발생함으로써 삼각익 뒷전까지 양력을 발생시키는 영역이 확장되었다. 또한, 마하수와 받음각에 따라 압력 중심과 무게 중심의 위치를 비교하여 피칭 모멘트의 경향성을 분석하였다.

• 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.

• Smart Structures and Systems
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• 제14권4호
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• pp.659-678
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• 2014

The study is aimed at investigating the feasibility of a high TRL solution for a wing flap segment characterized by morphable camber airfoil and properly tailored to be implemented on a real-scale regional transportation aircraft. On the base of specific aerodynamic requirements in terms of target airfoil shapes and related external loads, the structural layout of the device was preliminarily defined. Advanced FE analyses were then carried out in order to properly size the load-carrying structure and the embedded actuation system. A full scale limited span prototype was finally manufactured and tested to: ${\bullet}$ demonstrate the morphing capability of the conceived structural layout; ${\bullet}$ demonstrate the capability of the morphing structure to withstand static loads representative of the limit aerodynamic pressures expected in service; ${\bullet}$ characterize the dynamic behavior of the morphing structure through the identification of the most significant normal modes. Obtained results showed high correlation levels with respect to numerical expectations thus proving the compliance of the device with the design requirements as well as the goodness of modeling approaches implemented during the design phase.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제14권4호
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• pp.310-323
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• 2013

In this paper, the aeroelastic static response of flexible wings with arbitrary cross-section geometry via a coupled CUF-XFLR5 approach is presented. Refined structural one-dimensional (1D) models, with a variable order of expansion for the displacement field, are developed on the basis of the Carrera Unified Formulation (CUF), taking into account cross-sectional deformability. A three-dimensional (3D) Panel Method is employed for the aerodynamic analysis, providing more accuracy with respect to the Vortex Lattice Method (VLM). A straight wing with an airfoil cross-section is modeled as a clamped beam, by means of the finite element method (FEM). Numerical results present the variation of wing aerodynamic parameters, and the equilibrium aeroelastic response is evaluated in terms of displacements and in-plane cross-section deformation. Aeroelastic coupled analyses are based on an iterative procedure, as well as a linear coupling approach for different free stream velocities. A convergent trend of displacements and aerodynamic coefficients is achieved as the structural model accuracy increases. Comparisons with 3D finite element solutions prove that an accurate description of the in-plane cross-section deformation is provided by the proposed 1D CUF model, through a significant reduction in computational cost.

• 한국전자파학회논문지
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• 제27권11호
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• pp.978-986
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• 2016

비행 중 날개 변형에 의해 바뀐 빔 방향을 보상하기 위한 X대역 위상 배열 안테나 모듈을 설계 및 제작하였다. 위상 배열 안테나 모듈은 배열 안테나, 전력분배기, 위상변위기 및 제어회로로 구성된다. 최적의 부품 선택을 위해 날개 변형 및 위상변위기의 위상 오차에 의한 방사 패턴의 변화를 시뮬레이션하였다. 제작된 위상 배열 안테나 모듈은 9.375 GHz에서 5.84 dBi의 이득, 13.6 dB의 반사손실, 10.6 %의 대역폭을 얻었다. 주빔 방향 보상 성능을 확인하기 위해 측정 장치를 구축하였다. 측정을 통해 굽힘 변형이 9 %일 때 빔 보상이 정확히 이루어짐을 확인하였다.

• 수산해양기술연구
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• 제40권4호
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• pp.255-267
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• 2004

기선권현망어업의 어구 개량과 조업시스템 개선을 목적으로 자루그물을 A, B 2가지로 달리한 축소형 개량어구를 설계, 제작하여 현장조업선에 의한 해상실험을 실시하여 어구의 형상을 관찰한 결과를 요약하면 다음과 같다. 1. 축소형 개량어구의 실제 전개율은 오비기에서 20% 정도로 가장 작았고, 뒤쪽으로 갈수로 커지며, 자루그물에서는 110% 정도로 가장 컸으며, B형이 A형에 비하여 5~10%정도 크게 나타났다. 자루그물 입구와 뒤끝의 망고 변화폭은 A형이 9.0~13.6, 9.3·10.4m이고, B형이 10.9~14.8, 5.8~8.0m로 나타나서 B형이 A형에 비하여 자루그물 입구는 1~2m 크고, 뒤끝은 2~3m 작았다. 2. 축소형 개량어구는 오비기의 수직방향 전개성능이 개선되어 수비에 이르기까지의 예망수층이 완만하게 형성되었으며, 예망수층의 변화폭이 기존어구에 비해 적게 나타났다. 나발 그물이 포켓형상을 개선시켜 그물코의 날림현상 감소와 수비에서 자루그물까지의 어구형상이 완만하게 이루어졌으며, 예망속도가 느린 경우에도 어구의 형상이 안정되었다. 3. 축소형 개량어구 B형은 자루그물의 변화폭이 적었고, 이중깔대기의 부착으로 인해 입망된 어군의 도피율이 감소하였다.

• 수산해양기술연구
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• 제36권4호
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• pp.281-286
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• 2000

저층트롤 실물 어구를 이용한 해상 실험을 통하여 예망 중인 어구의 망구 형태에 관련되는 전개판의 간격 및 망고 등을 예망 속도별, 끌줄의 길이별로 측정하고, 이론적인 수치 해석 결과와 비교하여 실물어구의 수중 현황을 해석함으로서 어구의 효율적인 운용과 어획효과의 증대를 위한 기초자료를 제공하고자 한다. 수중 현황을 해석한 결과를 요약하면 다음과 같다. 1. 전개판의 전개간격은 예망 속도와 끌줄길이의 증가에 따라 직선적으로 증가하며 끌줄 길이에 의한 증가율이 예망 속도에 의한 증가율보다 현저히 크게 나타났으며, 그 간격의 변화는 57.0∼82.8m로서 후릿줄과 그물목줄 및 그물길이 전체의 43∼62%를 차지하였다. 2. 망구의 높이는 예망 속도와 끌줄길이의 증가에 따라 직선적으로 감소하며, 예망 속도에 의한 감소율이 끌줄 길이에 의한 감소율보다 현저히 크게 나타났는데 그 높이의 변화는 3.1∼4.0m로 나타났다. 3. 양 날개끝의 간격이 커지면 망고는 낮아지나 끌줄 길이가 증가할수록 날개 끝 간격의 증가에 대한 망구 높이 감소율의 비는 점차 작아졌다. 4. 망고에 대한 양 날개 끝 간격의 비는 예망속도와 끌줄 길이의 증가에 따라 점차 커졌는데, 그 비는 4.17∼7.81로 나타났다.

• 수산해양기술연구
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• 제39권3호
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• pp.189-196
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• 2003

무부자 쌍끌이 중층망은 유속에 관계없이 뜸줄은 거의 일직선으로 유지되고 뜸줄의 깊이 변화가 없었다 또한, 뜸이 없기 때문에 부력은 작용하지 않지만 아래 끌줄의 길이를 조절함으로써 망고를 유지할 수 있었다. 그리고, 무부자 썽끌이 중층망의 전개성능은 발줄의 침자 외에도 추(Front weight)와 날개끝 추(Wing-end weight)의 침강력을 증가시킴으로써 더욱 향상될 수 있었다. 연구는 회류수조에서의 모형실험을 통하여 무부자쌍끌이 중층망의 추와 날개끝 추의 무게에 따른 전개 성능을 규명하고 그 결과를 기준형과 비교 분석하였다. 그 결과를 요약하면 다음과 같다. 1. 유체저항은 유속이 2.0∼5.0knot로 증가함에 따라 거의 직선적으로 증가하였으며, 느린 유속에서는 저항의 증가폭이 작지만, 유속이 빠를 때는 저항의 증가폭이 커지는 경향을 보였다. 추의 무게 및 날개끝 추의 무게의 증가함에 따라서도 유체저항은 증가 하였다. 2. 망고는 유속이 증가함에 따라 거의 직선적으로 감소하는 경향을 나타내었으며, 망고의 감소율은 기준형보다 무부자망이 낮았다. 추의 무게가 0.70ton 에서 1.75ton으로 증가할 때 각 단계별로 약 2m씩, 날개끝 추의 무게가 0.28ton에서 1.11ton으로 증가할 때 각 단계별로 약 1m씩 각각 망고가 증가하였다. 망폭은 기준형보다 모든 무부자망이 약 10m 정도 더 컸으며, 추와 날개끝 추의 무게가 증가햄에 따라 그 변화폭은 2m 내외로 거의 일정하였다. 3. 망구면적은 추의 무게가 1.75ton 일 때, 날개끝 추의 무게가 1.11ton일 때 최대가 되었고 유속이 2.0∼3.0knot에서는 무부자망이 기준형보다 작았으나, 4.0-5.0knot에서는 무부자망이 기준형보다 더컸다. 4. 여과량은 기준형에서는 3.0knot일 때, 무부자망에서는 4.0knot일 때 각각 최대가 되었으며, 추의 적정무게는 1.40ton이었다. 팀은 환자가 원하는 영적 간호를 실시하도록 체계적인 접근 방법을 강구해야 할 것으로 사료된다.된다. 통하여 움직임 감소 장치를 사용함으로써 내부 장기 중 횡격막 움직임의 범위가 감소함과 동시에 CTV-PTV 마진이 크게 줄어드는 결과를 확인하였다. 이 결과를 통하여 흉부 또는 복부에 종양을 가진 환자 치료 시 더욱 질 높은 방사선 치료가 실현될 것으로 기대한다. 30∼40％ 정도 느렸고, 퍼레니얼라이그라스도 퍼레니얼라이그라스 100％ 단일종류에 비해 20∼30％정도 늦었다. 따라서, 뗏장 재배시 여러 종류의 초종을 천편일률적으로 혼합하여 파종하는 것은 바람직하지 않으며, 컨셉에 따라 적절하게 초종 및 품종을 선택해서 사용하는 것이 필요하다. 5. 뗏장의 뿌리 형성 능력은 퍼레니얼라이그라스가 가장 좋았고, 가장 저조한 초종은 켄터키블루그라스였다. 톨훼스큐는 켄터키블루그라스와 퍼레니얼라이그라스의 중간정도로 나타났다. 혼합구의 뗏장 형성 능력은 초종의 혼합비에 따라 뿌리 형성력 차이가 다르게 나타났는데, 특히 퍼레니얼라이그라스 혼합비율이 많을수록 뿌리 형성 능력은 증가하였다. 6. 뗏장 수확시 잔디 품질은 단일 초종구의 품질이 혼합구에 비해 양호하였는데 가장 우수한 초종은 켄터키블루그라스였고, 톨훼스큐는 켄터키블루그라스 다음으로 중간정도, 그리고 퍼레니얼라이그라스는 가장 저조하였다. 켄터키블루그라스는 균일한 잔디 면, 고밀도 및 예초 후 상태가 우수한 특성으로 품질이 양호하였고, 퍼레니얼라이그라스의 품질이 저조하였던 것은 초장이 길어 잔디 면이 누운 상태로 나타나 균일도 저하 및 예초 후 품질이 켄터키블루그라스나 톨훼스큐 보다 떨어지기 때문이다. 그리고 혼합구의 품질은 여러 종류가 혼합됨으로 인해 색상 및 밀도의 균일도가 떨어지고, 또한 예초 시 물결처럼 불균일하게 깎여 잔디 표면이 불량하였기 때문이었다. 7. 골프장이나 경기장 기본 설계 시 초기 피복도 및 뿌리 형성력이