• 한국소음진동공학회논문집
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• 제23권7호
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• pp.645-653
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• 2013

SNUF(Seoul National University flap) 블레이드는 고주파 영역에서 진동 감쇠를 위하여, 압전작동기에 의해 움직이는 뒷전 플랩이 장착되어 있는 축소형 로터 블레이드이다. 이 블레이드를 설계하기 위하여 2차원 단면 해석과 1차원 기하학적 정밀 보 해석이 수행되었고, 사용할 재료의 특성을 확인하였다. 이전 연구자들의 실험을 참조하여, ${\pm}4^{\circ}$의 플랩 변위각을 진동감쇠를 위한 설계요건으로 선정하였다. 플랩의 연결 메커니즘을 설계하고, 설계된 메커니즘의 성능을 확인하기 위하여 정적 벤치 시험을 수행하였다. 개선된 버전의 플랩 장치를 설계하고 시험하였으며, 압전작동기로는 APA 200M을 선정하였다. 장비의 개선을 통하여, 최대 플랩변위가 ${\pm}3.7^{\circ}$에 도달하였다. 성능을 평가하기 위하여 고주파 실험을 수행하였으며, 플랩 장치의 전달 함수를 실험적으로 결정하였다. 정적 시험을 완료하여, 훨타워 시험을 위하여 필요한 로터의 요구마력을 계산하였고, 그 이외의 준비가 진행 중에 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제20권2호
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• pp.24-30
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• 2016

사각노즐에서 발생한 음속제트의 코안다 효과를 이용한 추력편향 제어에 관한 실험적 연구가 수행되었다. 코안다 플랩 표면에서 나타나는 제트유동의 3차원 효과를 저감시키기 위하여 노즐 출구의 코안다 플랩 양쪽에 측판이 설치되었다. 쉴리렌 유동가시화 기법과 정량적인 추력편향각 측정을 통하여, 플랩 양쪽에 설치된 측판에 의하여 제트유동의 플랩 하류에서의 박리현상이 크게 지연되었음을 관찰하였다. 이에 따라 최대 72도의 높은 추력편향각과 약 7% 정도의 적은 추력손실이 관찰되었다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제4권1호
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• pp.81-91
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• 2017

The performances of lifting surfaces are particularly critical in specific flight conditions like takeoff and landing. Different systems can be used to increase the lift and drag coefficients in such conditions like slat, flap or ailerons. Nevertheless they increase the losses and make difficult the mechanical design of wing structures. Morphing surfaces are a compromise between a right increase in lift and a reduction of parts movements involved in the actuation. Furthermore these systems are suitable for more than one flight condition with low inertia problems. So, flap and slats can be easily substituted by the corresponding morphing shapes. This paper deals with a genetic optimization of an airfoil with morphing flap with an already optimized nose. Indeed, two different codes are used to solve the equations, a finite volume code suitable for structured grids named ZEN and the EulerBoundary Layer Drela's code MSES. First a number of different preliminary design tests were done considering a specific set of design variables in order to restrict the design region. Then a RANS optimization with a single design point related to the take-off flight condition has been carried out in order to refine the previous design. Results are shown using the characteristic curves of the best and of the baseline reported to outline the computed performances enhancements. They reveal how the contemporary use of a morphing acting on the nose of the main component and the trailing edge of the flap drive towards a total not negligible increment in lift.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권6호
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• pp.464-470
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• 2018

본 논문에서는 항공기 플랩 운용조건에 따라 변하는 플랩의 힌지 모멘트를 추정하는 실제적인 방법을 소개하였다. 플랩의 설계를 위하여 구조 하중해석과 풍동시험으로 산출한 힌지 모멘트를 실제 비행 힌지 모멘트와 비교할 수 있었으며, 플랩 구조의 정적 안전성을 확인할 수 있었다. 이를 위해서 두 개의 변형률게이지를 플랩 힌지에 장착하였으며, 항공기 하중 모니터링 탑재장비를 사용하였다. 지상 시험을 통해서 힌지의 변형률과 모멘트의 상관관계를 해석해와 유한요소해석으로 교정하였다. 비행 시험에서는 플랩 처짐 각도 및 속도와 함께 변형률 신호를 기록하였다. 최종적으로, 계측한 변형률을 해석해와 유한요소해석으로 교정함으로서 비행 힌지 모멘트를 추정할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권8호
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• pp.649-656
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• 2013

고양력장치는 항공기의 이착륙 및 실속성능에 큰 영향을 미친다. 그러므로, 이 논문에서는 주어진 2차원 플랩 형상에 대하여 가장 최적화된 플랩 위치와 변위각을 얻는 슬롯티드 플랩 설계 최적화 프로세스을 제안하였다. 플랩 변위각 및 Gap, Overlap을 양력을 증가시키는 주요 변수로 생각하였고, 정확한 해석결과를 위해 공력해석 소프트웨어로 ANSYS Fluent 13.0.0$^{(R)}$을 사용하였다. 최적화된 형상은 SQP(Sequential Quadratic Programming) 알고리즘을 통해 도출됐으며, 최적화된 플랩과 함께 ADSP(Aircraft Design Synthesis Program) in-house 성능해석 코드를 사용하여 항공기의 성능을 시험하였고, 이착륙 거리, 실속속도 등의 성능변수들이 KAS-VLA 인증규정을 만족하는 결과를 얻었다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제7권2호
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• pp.128-136
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• 2006

The present study examined the effects of micro leading-edge flaps on the vortex characteristic changes of a double-delta wing through pressure measurements of the wing upper surface and PIV measurements of the wing-leeward flow region. The experimental data were collected and analyzed while changing the deflection angle of the leading-edge flaps to investigate the feasibility of using micro leading-edge flaps as flow control devices. The test results revealed that the leading edge modification could greatly alter the vortex flow pattern and the wing surface pressure of the delta wing, which suggested that the leading-edge flaps could be used as an effective device for the control of delta-wing vortex flow.

• Archives of Plastic Surgery
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• 제32권6호
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• pp.710-716
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• 2005

A total of 21 patients were operated. Via a columellar labial incision, the upper lateral cartilages were separated from the septum. A submucous resection of the septal cartilage was carried out. After rasping the convex lateral nasal wall of the unaffected side, a low-to-low lateral nasal osteotomy was conducted. Along the deviated dorsal line at the bony vault passing the submucous tunnel, a paramedian nasal osteotomy was performed. The convex side of the nasal bone flap was contoured by rasping. The convex side of the "T"-shaped dorsal septum was trimmed. A total direct septal extension graft of the septal cartilage was done and the alar cartilages were suspended to it. The postoperative results were evaluated by photogrammetric analysis processed by a "neon glow" filter in Adobe Photoshop. The distance from the nasal midline to the most deflective point at 5 levels was measured, and the proportion indices were obtained in regard to intercanthal distance. The results revealed improvement in all levels (p < 0.05), although not perfect. In summary, this technique can result in a clinically good-looking in spite of a slight deflection that still exists

• 한국추진공학회지
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• 제17권2호
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• pp.94-104
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• 2013

본 수치해석 연구는 초음속 항공기에 적용되는 이차원 축소-확대 노즐의 기계적인 피치 편향각 변화에 따른 추력편향노즐의 특성을 이해 하고자 수행 되었다. 수치해석은 Fluent를 이용하여 진행되었으며 해석결과는 동일한 조건에서의 실험결과와 비교검토 하였다. 노즐의 피치 편향각은 $0^{\circ}$와 $20^{\circ}$로 각각 설정하였으며 피치 플랩의 길이를 노즐 출구 높이의 0.5배에서 2.5배까지 설정하여 피치플랩의 길이에 따른 편향효율과 유동특성을 분석하였다. 연구결과 피치플랩의 길이에 따라 피치추력의 변화가 크게 나타났으며, 이러한 피치추력변화는 피치플랩 길이비의 변화에 따라 노즐 내부에서 발생하는 충격파의 상호 간섭현상에 의해 좌우됨을 알 수 있었다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제20권1호
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• pp.81-89
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• 2017

This study investigates store separation characteristics of an unmanned aerial vehicle having generic stealth configuration over unsteady flow of an internal bay. Free-drop wind tunnel tests are conducted to simulate bomb releases from an internal weapons bay while high-speed camera images are taken. The images are analyzed to examine the effects of flow velocity, angle of attack, flap deflection and the ejector force application on the store separation trajectories. For the free-drop wind tunnel tests, Froude Scaling is applied to match the dynamic similarity for the bomb model, and the ejector force is simulated by using small pneumatic cylinders. The results indicate that the test bomb model safely separates from the internal bay at the given test conditions and configurations. It is also observed that the effects of the flow velocity and ejector force application have greater impacts on the separation trajectories than those of angle of attack and flap deflection.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권3호
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• pp.211-219
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• 2008

본 연구에서는 삼차원 비정렬 비점성 유동 해석 코드를 이용하여 전투기 형상의 외부 장착물이 꼬리 날개에 미치는 공력 간섭효과에 대한 연구를 수행하였다. 수치적 기법으로는 격자점 중심(vertex-centered)에 기초한 유한체적법과 시간 적분을 위한 내재적인 point Gauss-Seidel 반복 계산법을 사용하였다. 해석 코드의 검증을 위해 전투기 형상에 대한 정상 유동 계산을 수행하였으며 결과를 실험 데이터와 비교하였다. 외부 장착물의 후류(wake)를 정확히 포착하기 위해 예상되는 후류 영역에 대해 국부적인 격자 조밀화를 수행하였으며 천음속 영역에서의 비정상 유동 해석을 통해 외부 장착물에서 발생하는 후류가 수평꼬리날개에 미치는 간섭효과를 확인하였다. 공력 간섭효과를 감소시키기 위한 대안으로는 뒷전 플랩 꺽임각(trailing edge flap deflection)을 고려하였으며 이에 대한 정량적인 감소효과를 제시하였다.