• 한국항공우주학회지
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• 제43권6호
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• pp.497-506
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• 2015

본 논문은 기동이 없는 이동표적에 대하여 탐색기의 FOV(field-of-view) 및 기동가속도 제한 내에서 충돌각 제어를 위한 복합 유도법칙을 제안한다. 제안하는 유도법칙은 비례 항법(proportional navigation)의 특성을 이용하는 것으로 총 두 단계의 유도 명령을 생성하게 된다. 첫 번째 유도명령은 초기 유도단계에서 표적에 대한 지향각(look angle)을 일정하게 유지하게 하고, 특정한 시선각 조건을 만족하면 두 번째 비례 항법 유도로 전환하여 원하는 충돌각으로 표적을 타격하게 된다. 충돌각 설정을 용이하게 하기 위하여 제한된 유도탄의 성능 조건을 가지고 달성 가능한 최대 충돌각 계산방법을 제시한다. 수치 시뮬레이션을 통해 설계된 유도법칙의 성능 및 실제 유도탄 환경에 대한 적용가능성을 분석한다.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2001년도 하계학술대회 논문집 C
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• pp.1573-1575
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• 2001

삼상 교류에 의한 플라즈마 발생 장치 중구리튜브 전극을 이용한 아크 글라이딩 식의 비이행형 플라즈마 발생장치는 전극구조가 간단하고 교체가 용이 할 뿐 아니라, 전극과 노즐의 형상을 유해 가스 처리에 충분한 엔탈피를 가지도록 설계될 수 있으므로, DC형과 더불어 차세대 환경정화용 핵심장치로 관심을 모으고 있다. 본 연구에서는 교류형의 특성상 어쩔 수 없이 발생하는 열플라즈마의 플리커를 제어하기 위해 글라이딩 아크의 움직임과 플라즈마 플래임의 움직임을 분석하여 열 플라즈마의 안정화 조건을 정립하고자 하였다. 또한 본 논문에서는 여러 가지 조건에서 수행된 플라즈마에 관련된 수치해석과 플라즈마 발생기의 동작시험의 결과를 바탕으로 삼상교류 열플라즈마를 안정시킬 수 있는 기본적인 조건의 범위를 제시하였으며 이에 대한 토의를 기술하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권4호
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• pp.233-240
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• 2022

스마트무장은 종말 유도조종을 통해 정밀타격 임무를 수행하는 초소형 유도무기로 미래 전장환경의 신무기체계이다. 하지만 크기로 인한 구조적 제한으로 인해 압전구동 방식의 조종날개를 이용해 제어를 수행하기 때문에 기동력이 작아 유도범위가 제한적이다. 본 논문에서는 스마트무장의 효과도를 높이기 위한 비 표준조건 사격제원 산출 알고리즘을 제안한다. 제안된 알고리즘은 획득한 전장환경 정보를 이용해 표준조건에서의 사격제원을 보정해 비 표준조건의 사격제원을 산출한다. 다양한 조건에서의 수치 시뮬레이션을 통해 제안된 알고리즘의 성능을 검증하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2002년도 추계 학술대회논문집
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• pp.23-27
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• 2002

천음속으로 비행하는 공기흡입유도탄의 경우, 비행거리 및 요구기동을 충족시키기 위해서는 추진제트에 의해 변화하는 기체 기미부의 압력항력을 정확히 예측하고 이 항력을 감소시키기 위한 기미부 형상설계는 매우 중요하며 필수적이다. 제트 Plume에 의한 기체 기미부 및 base의 압력분포에 따른 항력해석을 난류모델링을 고려한 수치해석 결과를 제시한다. Jet plume의 크기 및 배기가스 조건에 따른 항력변화, 및 기미부 형상에 따른 항력변화 그리고 천음속 마하수에 따른 결과 등을 제시한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권5호
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• pp.34-40
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• 2005

초소형 비행체에 대한 연구는 주로 추진, 제어, 저 레이놀즈 수에서의 고양력 형상, 무선통신 부품의 소형화 및 경량화 등의 문제에 초점이 맞추어져 왔다. 본 연구에서는, 경량의 비행체 구조에 적합한 복합재료를 적용하여 초소형 비행체의 구조 개념설계를 수행하였다. 설계된 초소형 비행체 구조의 하중경로와 응력분포를 파악하기 위해 MSC/NASTRAN의 공탄성 모듈을 이용하여 하중 및 구조해석을 동시에 수행하였다. 3개의 대칭기동, 2개의 반대칭기동, 4개의 비대칭기동 조건들에 대해 초소형 비행체의 안정미계수를 추출하였다. MSC/NASTRAN의 공력이론은 초소형 비행체 해석에 적합하지 않을 수 있으나 균형해석과 하중해석에 전통적으로 사용된 방법으로 매우 효과적인 방법이며 보다 정교한 이론이나 실험결과에 기초한 보정으로 보완될 수 있다. 구조해석 결과 공기력 보다는 탑재체에 의한 관성력이 주요 하중임을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권1호
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• pp.98-110
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• 2015

최근에 우주비행체의 기동 및 자세제어 로직을 검증하기 위해 소형화 및 정밀화된 부품들을 사용하여 지상에서 시뮬레이터의 구동을 통해 검증하는 연구가 활발하게 진행되는 추세이다. 지상 환경에서 우주비행체 시뮬레이터의 기동 및 자세제어를 위해 일반적으로 구성이 간단하고 신뢰도가 높은 냉가스 추진시스템이 사용된다. 본 연구에서는 우주비행체 지상시뮬레이터의 냉가스 추진시스템 개념설계 결과로서 임무 요구조건에 부합하는 주요 설계 파라미터를 도출하였으며, 전체 시스템 구성을 위한 적절한 사양의 상용부품을 선정하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권1호
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• pp.87-97
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• 2015

지상 조건에서 우주비행체의 기동 및 자세제어 로직을 검증하기 위한 일반적인 방법으로는 우주비행체 설계단계에서 비행 소프트웨어를 이용한 시뮬레이션과 우주비행체 조립 후 시스템 수준에서의 통합 기능시험이 있다. 최근에는 소형화 및 정밀화된 부품들을 사용함으로써 지상에서도 시뮬레이터의 구동을 통해 우주비행체의 기동 및 자세제어 로직을 검증하는 연구가 활발하게 진행되는 추세다. 본 연구에서는 우주비행체 시뮬레이터의 개념설계 수행시 필요한 기초 데이터를 도출하기 위해 시뮬레이터용 냉가스 추진시스템에 대한 연구개발 동향 및 주요 성능 특성에 대해 조사하였다.

• 항공우주기술
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• 제11권2호
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• pp.80-86
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• 2012

빠르게 기동하면서도 고해상도 영상을 획득하기 위해서는 정확한 자세지향 및 높은 지향안정도가 요구된다. 자세제어계는 이러한 요구조건을 만족시키기 위해서 고성능 별추적기와 자이로를 장착하고 있다. 하지만, 위성에 장착된 자세센서인 별추적기와 자이로는 발사환경과 발사체에서 분리된 후 놓여지는 우주환경의 영향으로 지상에서 예측한 위성 동체기준좌표계에서 벗어난 오정렬 값을 가지게 되며, 자세제어계에서는 자세지향 오차 및 기동 성능 향상을 위해서 해당 오정렬 값을 추정하여 보상해주는 궤도상 보정을 수행해야 한다. 본 논문에서는 고기동 저궤도위성의 초기운용기간 중 위성본체 성능확인 단계에서 자세제어계에서 수행한 궤도상 보정에 대해서 기술하고 실제 얻어진 자세지향 및 지향안정도 성능 향상 결과를 제시한다.

• 한국전자통신학회논문지
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• 제12권1호
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• pp.93-100
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• 2017

자동차 엔진은 연료 주입, 압축, 폭발, 배기 등의 4행정의 내연기관을 탑재하고 있으며 압축압력, 점화불꽃 및 혼합비의 조건이 맞아야 기동이 유지된다. 실린더의 기밀과 관련된 압축행정과 폭발행정에서 압축압력이 정상적으로 유지되지 않으면 엔진의 정상적인 기동을 보장할 수 없다. 본 연구에서는 크랭크인 시(시동거는 시간)에 배터리에서 시동모터에 공급되는 전류파형의 분석을 통해 각 실린더 내의 상대 압축압력의 상태를 판단하는 장치의 개발에 대하여 기술한다.

• 한국추진공학회지
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• 제20권1호
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• pp.76-81
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• 2016

부력을 이용한 연료공급밸브는 고속 비행체의 가압식 연료탱크 내 연료가 역 중력 상태에서 한 방향으로 이동하는 것을 쫓아 유로를 열어주어 지속적으로 흐르게 한다. 가혹한 시험조건과 고비용 등의 문제로 이 연료공급밸브를 실제 고속으로 시험하는 것은 쉽지 않은 일이다. 따라서 본 연구는 고속 시험 전에 저속항공기에 탑재해 기본적인 회전기동 및 역중력 시험(Negative-g test)을 수행한 내용을 포함하고 있다. 시험 결과를 바탕으로 각 기동에서 밸브의 작동 특성을 파악하고 분석하였다.