• 한국항공우주학회지
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• 제31권9호
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• pp.9-17
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• 2003

본 논문에서는 내장형 밸런스에 가해지는 모형중량성분의 보상을 위해 초기하중의 전이를 고려한 weight tare 계산방안을 제시하였다. 만약, 이러한 초기하중의 영향을 고려하지 않고 공력하중 데이터에 밸런스 교정관계식을 그대로 적용한다면 공력하중 전체에 걸쳐서 오차가 발생하게 된다. 본 계산방안의 신뢰성 검증을 위해 계산중량과 실측중량간의 비교 평가와 초기하중의 영향에 대한 평가를 수행하였다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2007년도 추계학술대회논문집
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• pp.403-408
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• 2007

According as diesel automobile are produced, reduce noise and vibration that is occurred by characteristic of diesel engine, and need engine room layout optimization and research for light weight of parts. Balance Shaft Module is module parts for vehicles engine to improve performance and efficiency of engine and reduce noise and vibration. These days, an oil pump integrated balance shaft module and an oil sump integrated balance shaft module is on the rising for optimizing of engine room. In this study, produced prototype of oil pump integrated type balance shaft module, and achieved dynamic characteristic test about experimental modal analysis and noise/vibration of balance shaft module.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권9호
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• pp.856-861
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• 2010

본 연구에서는 하이브리드 과학로켓의 공력특성을 파악하고 정적 세로 안정성에 대한 판단을 하기 위해서 초음속 풍동실험을 하였다. 과학로켓의 10% 축소모델에 대해서 마하수 1.75~2.5, 받음각 $0^{\circ}{\sim}6^{\circ}$의 조건에서 실험을 수행하였으며, 4분력 내장형 밸런스를 사용하여 실험모델의 공력과 모멘트를 측정하였다. 측정된 자료를 바탕으로 로켓의 안정성을 판단하였으며, 로켓의 길이효과를 분석하기 위하여 길이가 다른 3개의 모델에 대하여 실험을 수행하였다. 또한, 쉴리렌 광학장치를 이용하여 초음속 비행 시 발생하는 충격파를 가시화하고 속도 및 받음각 변화에 따른 충격파의 변화를 관찰하였다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2004년도 추계학술대회
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• pp.1564-1568
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• 2004

The requirements of internal balance were studied that should be considered on performing force & moment transonic wind tunnel testing to develop combat aircraft. In many insecure factors of test condition, uncertainty analysis was conducted to verify one drag count measurements. The analysis result was applied to T-50 aircraft model and compared for data verifaction. In conclusion, the aerodynamicist should estimate the validation and accuracy of test data by having an overall grasp of system components including internal balance. It will help him get high productivity of testing and effective validated data at tunnel.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권8호
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• pp.711-717
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• 2012

스포츠급 경항공기 개념 설계 단계에서 항공기의 정적 안정성 분석을 위해 1/5 축소모델로 풍동시험을 수행하였다. 제안된 경항공기의 동체 단독 및 동체에 주익, 수평꼬리날개, 수직꼬리날개 등을 조합한 6개 형상에 작용하는 공력을 내장형 밸런스를 이용하여 측정하고 정안정 미계수를 도출하여 기본 양항력 공력특성 및 각 요소가 세로 방향 가로 정안정 특성에 미치는 효과를 분석하였다. 풍동시험 결과로부터 특히, 수평꼬리날개와 수직꼬리날개 그리고 고익형태와 상반각을 갖는 주익 등이 각각 세로, 방향, 가로 정안정성에 미치는 기여정도를 정량적으로 파악하였으며, 본 시험결과는 항공기 각 형상 구성품 조합의 정안정 특성에 관한 유용한 실험자료로 활용될 수 있을 것이다.

• 한국항해항만학회지
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• 제27권4호
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• pp.443-447
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• 2003

본 논문에서는 $0.2\mu\textrm{m}$ GaAs MODFET(modulation doped FET)를 이용하여 제작한 위성방송수신용 고성능 다운컨버터 MMIC에 관해서 보고한다. GaAs 화합물 반도체 기판상에 제작된 본 논문의 고집적 다운컨버터 MMIC는 싱글 밸런스 믹서, IF증폭기, 액티브형 버룬, 그리고 국부 발진기 주파수(LO) 신호의 누설전력 억제용 필터까지 한 칩에 내장하고 있다. 저잡음특성을 실현하기 위해서, 믹서의 소스부에 소스인덕터가 접속된 소스인덕터 피드백 회로형태의 믹서를 이용하였으며, 그 결과 잡음지수 4.8 dB의 초저잡음 다운컨버터 MMIC가 실현되었다. 이는 종래의 위성방송 수신용 다운컨버터 MMIC의 잡음지수보다 3 dB정도 낮은 수치이다. 그리고, 소비전력을 줄이기 위해 믹서에 대해서 저 LO입력 전력 설계를 수행하였고, 그 결과 믹서의 LO신호 입력부에 위치하는 LO 증폭기가 불필요하게 되었다. 이로인해 본 논문의 다운컨버터 MMIC에 대해서 175 mW(동작전압:5V, 소비전류:35mA)의 저소비전력 특성을 얻을 수 있었으며, 이는 종래의 위성방송 수신용 다운컨버터 MMIC의 소비전력의 70%에 해당한다. 더욱이, IF신호 출력단에서의 LO신호 누설전력을 억제하기 위해서, 스파이럴 인덕터 필터가 본 논문의 MMIC에 내장되었다. 그리고, 다운컨버터 MMIC 칩의 면적을 줄이기 위해, 믹서의 입력부의 X밴드 입력정합회로로서 MMIC 패키지 내부의 본딩 와이어를 이용하였다. 그 결과, $0.84{\times}0.9\textrm{mm}^2$의 초소형 MMIC가 제작되었다. 본 논문의 MMIC 칩 면적은 종래의 위성방송 수신용 MMIC의 50%이하이다.