• 항공우주기술
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• 제3권1호
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• pp.27-34
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• 2004

50m 무인 비행선 비아50의 주 구조물인 꼬리날개, 곤돌라, 추력모터마운트(EMS) 등은 탄소 및 유리 섬유 복합재를 이용하여 설계/제작되었다. 사용된 재료 시편 강도 시험을 수행하여 설계 물성치를 확정하였다. 각각의 구조물들에 대하여 정하중 시험을 수행하여 구조 건전성을 입증하였다. 각 단품별로 정하중 시험을 수행하였으며, 보다 정확한 시험을 위하여 조립상태를 고려한 경계조건을 모사하였다. 100% DLL에서 영구변형이 발생하지 않음을 보였고, 150% DLL에서 파손이 발생하지 않음을 입증하였다.

• 항공우주기술
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• 제1권2호
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• pp.11-18
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• 2002

50m급 비행선의 구조설계를 위한 하중해석을 수행하였다. 하중해석을 위한 비행선 기동 조건을 정의하였다. 비행선의 공기력 모델링, 중량 모델링, 부력 모델링을 수행하였으며, 기동조건을 만족하는 조종면 거동을 산출하였다. 각 기동에 대한 비행선의 하중계수를 산출하였다. 각 하중계수에 대한 하중분포를 산출하고, 전단력 및 굽힘 모멘트 분포를 산출하였다. 꼬리날개 및 곤돌라 설계하중을 산출하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제16권6호
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• pp.733-738
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• 2013

A guidance kit transforming a general purpose bomb into an air-to-surface gliding bomb was developed. This guidance kit consists of a flight kit and a tail kit. Flight kit contains deployable wing, GPS/INS integrated navigation system, guidance and control system. Also this guidance kit was designed to use neither electrical nor mechanical interface with aircraft, and to increase dramatically the survivabilities of pilot and aircraft with the high accuracy and the mid-range non-powered gliding capability.

• 한국항공운항학회지
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• 제11권1호
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• pp.5-16
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• 2003

The present study was carried out to develop highly efficient RC ornithopter 'Songgolmae' powered by motor and battery. Designed electric ornithopter, which has the dimension of O.88m(W)${\times}$0.56m(L)${\times}$0.15m(H), is smaller than a conventional ornithopter. This ornithopter weighs 277 grams and has 3 channels radio control. It runs on an electric motor by a lithium polymer battery and has a gear ratio of about 75${\sim}$95 to 1 to flap its 88 cm wingspan. The aerodynamic performance of the ornithopter, applied to a flapping motion only, was validated by flight tests. Flight times have exceeded 23 minutes until the battery was used up. The flight test results indicate that the ornithopter developed here has sufficient thrust to propel itself in a forward flight. From the economical point of view and the handling of the RC ornithopter, it can be said that the developed robot ornithopter is an effective RC ornithopter. This robot ornithopter flies its way high into the sky just like a real bird flies. The robot ornithopter is used for a wide range of missions.

• 식물분류학회지
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• 제39권1호
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• pp.12-23
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• 2009

거미꼬리고사리의 잡종성을 분석하기 위하여 모종으로 추정되는 꼬리고사리, 거미고사리와 함께 외부형태, 포자형태, 해부학적 형질 그리고 염색체에 관한 연구를 수행하였다. 거미꼬리고사리는 엽신이 선상 피침형으로 1회 우상분열을 하지만, 우편 기부가 중축에 넓게 붙어 거의 단엽에 가까운 형태를 띠어 거미고사리와 유사하거나 또는 도피침형이며 기부의 우편이 삼각상 피침형으로 2-3갈래져서 꼬리고사리와 유사한 특징을 동시에 가지고 있었다. 3 분류군의 포자의 표면무늬는 돌출된 날개를 형성하는 주름이 있고, 이들이 불규칙하거나 완전치 않은 망상을 형성하였다. 망상무늬의 분포양상은 꼬리고사리의 경우, 성긴 것부터 중간형까지, 거미고사리의 경우, 조밀한 것부터 중간형까지 나타난 반면, 거미꼬리고사리는 성긴 것부터 중간형 및 조밀한 것까지 모두 나타났다. 포자의 크기는 거미꼬리고사리가 평균 $54.63{\mu}m$로 $47.81{\mu}m$의 크기를 갖는 꼬리고사리와 $44.22{\mu}m$의 크기를 갖는 거미고사리보다는 큰 것으로 나타났다. 모든 분류군에서 잎의 표면세포는 파상형으로 나타났으나 꼬리고사리의 굴곡이 가장 얕았고, 거미고사리가 가장 깊었으며 거미꼬리고사리는 중간형으로 차이를 보였다. 또한 단위면적당($mm^2$) 기공의 수는 꼬리고사리가 67.00개로 가장 많았고, 거미고사리가 37.86개로 가장 적었으며, 거미꼬리고사리는 이들의 거의 중간인 45.91개로 나타나 차이를 보였다. 염색체의 수는 꼬리고사리와 거미고사리에서 2n = 72개로 나타난 반면, 거미꼬리고사리의 경우 마이산(전북)과 두륜산(전남)에서 채집된 개체에서 2n = 72개인 2배체와 불암산(서울)의 개체에서 2n = 144개인 4배체가 나타났다. 결과적으로 거미꼬리고사리는 잎의 형질, 포자의 표면무늬 및 크기, 잎의 표면세포의 형태와 기공 수 및 염색체의 변이등을 고려하였을 때 꼬리고사리와 거미고사리의 타가배수화과정을 거쳐 기원된 잡종으로 확인되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권8호
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• pp.37-46
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• 2004

지면효과의 여러 현상을 Navier-Stokes 방정식을 이용하여 해석하고 공기역학적인 관점에서 그 결과를 분석하였다. 2차원 지면효과에 대해서는 이미지 와류에 의한 약형 표면의 압력변화, 두께의 영향, 지면효과의 비점성 유동 현상 등을 확인하였으며, 3차원 지면효과로 익단와류 강도의 증가현상과 유효스팬 증가, 익단와류의 바깥 흐름현상 등을 확인하였다. 또한, 재래식 익형인 NACA 6409와 러시아의 WIG기 전용익형인 DHMTU 8-30에 대해서 Irodov의 조건식을 사용하여 새로 정안정성을 해석하였다. 해석결과, DHMTU 8-30 익형의 세로 정안정성이 NACA 6409 익형보다 훨씬 우수한 것으로 나타났다. 그러므로 DHMTU 8-30을 WIG기에 사용할 경우 NACA 6409에 비해 꼬리날개 부피비를 현저히 줄일 수 있음을 확인하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제7권3호
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• pp.15-19
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• 2013

Tail wing is important to designing of civil aircrafts, because it is responsible for aircraft stability and control. Tail wing has a role in aircraft control and makes aircraft fly stably without any pilot control input. Also, designing of tail wing determine trim drag force in whole aircraft. Center of gravity(CG) of aircraft travels with various effects as placement of passenger's seats, location of cargo bay, etc. In designing horizontal tail volume, aircraft CG travel has to be considered to have margin so that it should be sized to provide adequate stability and control for the airplane's entire CG range throughout the flight envelope. Finally, it is essential to have sufficient elevator control to perform stall at forward CG for all flaps down configurations. Such stalls establish the FAR stall speed which airplane take-off and landing performance. This paper deals with the process for tail wing design regarding the aircraft CG travel and results for 95-seat type turboprop aircraft.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2002년도 학술대회지
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• pp.799-802
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• 2002

Korea Aerospace Research Institute has been developing a 50-meter class airship to demonstrate the technology to be used in the development of a stratospheric airship, and importance of accurate prediction of the dynamic behavior of an airship before flight test is widely conceived. The added mass has large impact on the dynamic characteristics of an airship unlike for an airplane and the added mass of the airship with empennage is predicted in this paper. At first, the usability of the strip theory is examined which integrates the analytic two dimensional results in the cross section along the longitudinal axis. A panel method with the surface distribution of sources is developed and its validity is also examined. Finally, the panel method with both source and doublet distributions is implemented, and it is validated and applied for the calculation of the added mass of a 50-meter class airship. Using the methods developed, the influence of empennage and control surface deflection on the added mass property of the airship is studied.

• 로봇학회논문지
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• 제11권4호
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• pp.256-261
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• 2016

An insect-like flapping-wing flying-robot should be able to produce flight forces and control moments at the same time only by flapping wings, because there is no control surface at tail just like an insect. In this paper, design principles for the flapping mechanism and control moment generator are briefly explained, characteristics measured force and moment generations of the robot are presented, and finally controlled flight of the flying robot is demonstrated. The present insect-like robot comprises a lightweight flapping mechanism that can produce a flapping angle larger than $180^{\circ}$ and a control moment generator that produces pitch, roll, and yaw moments by adjusting location of the trailing edges at the wing roots. The measured force and moment data show that the control input angles less than $9^{\circ}$ would not significantly reduce the vertical force generation. It is also observed that the pitch, roll, and yaw control moments are produced only by the corresponding control input. The simple PID control theory is used for the controlled flight of the flying robot, controlling pitch, roll, and yaw motions. The flying robot successfully demonstrated controlled flight for about 40 seconds.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권3호
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• pp.26-31
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• 2005

미사일 형상의 공력특성을 효율적으로 계산하는 문제는 예비설계 단계에서 아주 중요하다. 본 연구에서는 반 실험적 기법에 기초한 Missile DATCOM 계열 코드를 이용하여 공력특성에 관한 계산을 수행하였다. 코드의 정확도와 신뢰도를 점검하기 위해, 고앙각 아음속 유동과 중간 정도의 받음각을 갖는 초음속 유동장 해석에 적용하였다. 실험이나 다른 연구자의 결과와 비교적 정성적으로 일치하는 예측결과를 얻을 수 있었다. 마지막으로 캐나드와 자유롭게 회전하는 꼬리날개를 갖는 보다 복잡한 미사일 유동장 해석에 적용하였다.