• 한국정밀공학회지
• /
• 제19권5호
• /
• pp.110-117
• /
• 2002

This paper proposes a optimization of the design variables of linear motor for the improvement of thrust. Especially, this paper treats the shoe, which can be good to flow of a magnetic flux in linear motor. Firstly, this paper uses a space harmonic analysis method(SHAM) based on Fourier series, for analyzing the characteristics of core type linear motor, including slot structure and shoe. And compare the magnetic flux densities of linear motor at air gap with the results of the SHAM and the Finite Element Method(FEM). Secondly, this paper uses a genetic algorithm, which is good to find the global solutions. The design variables are the pole pitch of magnet, the pitch of slot, the height of slot, the width of shoe and the width of magnet. The maximum thrust with optimum design variables is about 247 N which is improved about 16%.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
• /
• 제15권1호
• /
• pp.82-90
• /
• 2014

In this paper, the effect of Lorentz force on the stability of attitude orientation of a charged spacecraft moving in an elliptic orbit in the geomagnetic field is considered. Euler equations are used to derive the equations of attitude motion of a charged spacecraft. The equilibrium positions and its stability are investigated separately in the pitch, roll and yaw directions. In each direction, we use the Lorentz force to identify an attitude stabilization parameter. The analytical methods confirm that we can use the Lorentz force as a stabilization method. The charge-to-mass ratio is the main key of control, in addition to the components of the radius vector of the charged center of the spacecraft, relative to the center of mass of the spacecraft. The numerical results determine stable and unstable equilibrium positions. Therefore, in order to generate optimum charge, which may stabilize the attitude motion of a spacecraft, the amount of charge on the surface of spacecraft will need to be monitored for passive control.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제36권2호
• /
• pp.202-209
• /
• 2008

풍력발전시스템의 실제 운용을 위해서는 성능 예측, 피치 제어, 운용 기법 최적화 등에 관한 연구가 필요하다. 최근에는 새로운 형태의 이중 로터 풍력발전시스템이 개발되어 시험 운전 중에 있다. 이 풍력발전시스템의 특징은 upwind와 downwind 형태의 두개의 로터 시스템이 수평으로 결합되어 있으며, 발전기는 타워 안쪽에 수직으로 설치되어 있다는 점이다. 본 논문에서는 이러한 새로운 형식의 풍력발전시스템의 성능 예측 및 제어 시스템 실험을 위한 시뮬레이션 소프트웨어를 소개하고자 한다. 특히 이 소프트웨어는 FORTRAN과 Matlab/Simulink를 이용하여 계산의 신속성 및 사용자 편의 제공을 고려하여 개발되었다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제31권8호
• /
• pp.19-26
• /
• 2003

비정상 Euler 방정식 틀에서 동안정 미계수의 정상 예측 방법을 제안하였다. 새로운 접근방법은 비정상 지배방정식을 수정하지 않고 정상 예측방법을 적용하도록 해 준다. 제안된 방법을 통해 lunar 코닝운동 및 나선운동을 사용하여 피치감쇠 계수 합과 개별 값을 계산하였다. ANSR 형상과 Basic Finner 형상에 대한 계산결과는 PNS 계산결과, 실험치, 그리고 비정상적 예측방법을 사용한 결과와 잘 일치하고, 직교좌표계에서 정상적 예측 방법이 피치감쇠 계수의 예측에 성공적으로 적용될 수 있음을 보여준다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제40권11호
• /
• pp.948-956
• /
• 2012

본 논문에서는 SDM 형상의 세로와 방향의 안정성 미계수를 예측하였다. 피치와 요 방향에 대한 강제조화 진동운동을 이용하여 정적 및 동적 미계수를 한 번에 계산하였다. 계산은 비정상 해석을 위한 이중시간 적분법을 적용한 3차원 Euler 해석자를 사용하여 수행하였다. 본 연구에서는 마하수뿐만 아니라 다양한 운동 변수에 따른 미계수를 예측하였다. 예측된 결과는 이전에 발표된 수치적, 실험적 연구 결과들과 비교하여 검증하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
• /
• 제10권2호
• /
• pp.43-51
• /
• 2009

In the flight of air vehicles, accurate air data information is required to control them effectively. Especially, helicopters are often put in drastic motion involved with high angle of attacks in order to perform difficult missions. Among various sensors, the multi function probe (MFP) has been used in the present study mainly owing to its advantages in structural simplicity and capability of providing various information such as static and total pressure, speed, and pitch and yaw angles. In this study, a five-hole multi-function probe (FHMFP) is developed and its calibration is conducted using multiple regressions. In this work a calibration study on the FHMFP, an air data sensor for helicopters, is reported. It is shown that the pitch and yaw angles' accuracy of calibration is ${\pm}0.91^{\circ}$ at a cone angle of $0^{\circ}{\sim}30^{\circ}$ and ${\pm}2.0^{\circ}$ at $30^{\circ}{\sim}43^{\circ}$, respectively, which is summarized in table 3.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제39권6호
• /
• pp.498-504
• /
• 2011

속도와 샤프트각 그리고 피치 변화에 따른 토크 평형상태의 자동회전에서 플래핑 거동 특성과 전진비의 변화를 조사하였다. 속도 증가에 따른 압축성 효과를 모사하기 위해 압축성 Navier-Stokes 솔버로 해석된 2차원 데이터를 Pitt/Peters 유도흐름 이론과 함께 사용하였고 토크 평형상태에 대한 세 변수의 조합을 찾기 위해 과도모사법(TSM)을 이용하였다. 토크 평형상태에서 최대 플래핑각을 속도, 샤프트각, 피치와의 관계로 나타내고 전진비 변화와 비교함으로써 후진깃의 역풍영역 확대가 로터의 자동회전 특성에 관여하는 현상을 정성적으로 고찰하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
• /
• 제6권2호
• /
• pp.23-32
• /
• 2005

An experimental control system is proposed for the attitude control of a simplified 2-DOF helicopter model. The main rotor is a rigid one, and the fuselage is simply supported by a fixed hinge point where the longitudinal motion is decoupled from the lateral one since the translations and the rolling rotation are completely removed. The yaw trim of the helicopter is performed with a tail rotor, by which the azimuthal attitude can be adjusted on the rotatable post in the yaw direction. The robust sliding mode control tracking a given attitude angle is proposed based on the flight dynamics. A pitch damper is inserted for the control of pitching angle while the compensator to reaction torque is used for the control of azimuth angle. Several parameters of the system are selected through experiments. The results shows that the proposed control method effectively counteracts nonlinear perturbations such as main rotor disturbance, undesirable chattering, and high frequency dynamics.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
• /
• 제4권1호
• /
• pp.53-62
• /
• 2003

In this study, nonlinear aeroelastic characteristics of an supersonic missile wing with strong shock interferences are investigated. The missile wing model has a freeplay structural nonlinearity at its pitch axis. To practically consider the effects of freeplay structural nonlinearity, the fictitious mass method is applied to structural vibration analysis based on finite element method. Nonlinear aerodynamic flows with unsteady shock waves are also considered in supersonic flow regions. To solve the nonlinear aeroelastic governing equations including the freeplay effect, a modal-based coupled time-marching technique based on the fictitious mass method is used in the time-domain. Various aeroelastic computations have been performed for the nonlinear wing structure model. Linear and nonlinear aeroelastic analyses have been conducted and compared with each other in supersonic flow regions. Typical nonlinear limit cycle oscillations and phase plots are presented to show the complex vibration phenomena with simultaneous fluid-structure nonlinearities.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제37권6호
• /
• pp.527-536
• /
• 2009

캐스케이드 실험장치에 한 개의 익형을 설치하여 캐스케이드 실험이 가능한 장치벽면의 설계를 수행하였다. 장치의 폭은 피치의 160% 넓이이다. 이 경우에 실험장치 내에 다수개의 블레이드를 설치하는 경우에 비하여 소형의 장치라도 실험의 정확성이 향상되는 장점이 있지만, 피치방향으로 주기조건을 맞추기가 어렵다. 본 연구에서는 주기조건이 얻어지도록 벽면의 형상설계를 내부유동장의 결과를 바탕으로 기울기기반과 유전자알고리즘의 방식을 사용하여 벽면을 설계하였다. 이를 위하여 목적함수는 캐스케이드 익형의 표면에서 얻어진 마하수를 적용하였으며, 실험장치의 형상 조정이 가능한 14개의 설계변수를 적용하였다. 유전자알고리즘에 의한 최적화 설계방식이 향상된 결과를 보여주었다.