• 한국항공우주학회지
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• 제46권6호
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• pp.452-463
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• 2018

Tip-jet gyroplane은 제자리 비행 시 tip-jet의 반발력을 이용하여 로터의 회전력을 얻고, 전진 비행 시 오토자이로 형태로 비행하는 복합형 회전익기의 한 종류이다. Tip-jet gyroplane의 적절한 성능해석과 개념 설계 단계의 사이징을 수행하기 위해서는 tip-jet 모드, gyroplane 모드, transient 모드를 모두 고려할 수 있는 설계 및 해석 기법이 필요하다. 본 연구에서는 이 세 가지 비행 모드 성능해석과 기체 사이징을 수행할 수 있는 코드를 개발하였다. 해석 기법은 tip-jet gyroplane 비행 모드를 이루고 있는 해석 코드 별로 각각 실험값과 비교 검증되었다. 개발된 코드를 이용하여 300km 혹은 400km의 임무 운용반경에서 150knots의 고속 비행을 수행하는 2가지 임무형상에 대해 초기사이징을 수행하였고, 초기 사이징 결과로 설계된 3,000lb 급 tip-jet gyroplane의 형상 및 성능을 분석하였다.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• 제37권4호
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• pp.344-350
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• 2013

본 연구는 200 W급 자이로밀형 수직축 풍력터빈 로터 블레이드 형상에 대한 구조 안정성을 평가하기 위하여 단방향 유체-구조 연성 해석 기법(FSI: Fluid-Structure Interaction)을 적용한 구조해석을 수행하였다. 설계된 수치해석 모델에 대한 3차원 모델링 형상 데이터를 이용하여 격자를 생성하고, 풍력터빈 유동장에 대한 유동해석을 수행하여 구해진 압력데이터를 구조해석 모델에 맵핑한 후 단방향 유체-구조 연성 해석을 수행하였다. 단방향 유체-구조 연성 해석에서 평가되는 최대응력과 각 물성데이터의 항복강도기준으로 안정성을 평가하였다. 유동해석은 정격풍속 10 m/s와 극한 풍속 60 m/s에 대하여 수행하였다. 구조해석 결과로 최대변형량은 블레이드 상부 끝단 측면에서 나타나며, 최대등가응력은 블레이드 외면과 내부 보강재 부분, 스트럿 부분에서 나타나지만, 재료의 항복강도와 최대등가응력 비교시 안전율이 2.21이므로 구조적으로 안전함을 확인하였다.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• 제38권3호
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• pp.285-291
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• 2014

본 논문은 펌프에서 비접촉식 실로 사용되는 홈 실 적용에 의한 누설 손실을 줄임으로서 고성능 원심펌프의 효율 향상에 관한 것이다. 경사 및 평형 홈 로터와 스테이터의 조합을 포함한 홈 실 형상의 다양한 조합을 실험적으로 연구하였다. 그리고 관련해서 수력성능 및 축추력의 크기를 10가지 케이스에 대하여 측정하고 계산하였다. 그 결과로부터 로터와 스테이터 양쪽 모두에 나선 홈 실(나선 각 : $0.98^{\circ}$)을 가지는 타입이 가장 효과적임을 알 수 있었다. 이 경우 설계 유량($340m^3/h$)에서 기존 설계보다 양정과 효율은 각각 2.1%와 2.3% 향상 되었고 축추력은 10% 감소 되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권5호
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• pp.458-465
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• 2011

무인지상차량을 통해 수직이착륙 무인항공기의 운반, 발사, 귀환 및 재충전 기능을 제공함으로서 두 체계의 단점을 보완할 수 있는 무인항공기-무인지상차량 합동운용 개념이 제시되었다. 합동운용 개념은 두 체계의 물리적 결합을 통해 무인지상차량의 감시정찰 범위를 확대하고, 수직이착륙 무인항공기의 운용능력을 확장할 수 있는 개념이다. 체계간의 유연하고 정확한 인터페이스를 제공하기 위해 구형 동체를 가지는 동축반전 회전익형 무인항공기의 형상이 제안되었다. 무인항공기의 정밀착륙을 위해 영상기반 목표추적 기법이 포함된 복합항법 기술이 검토되었고, 실험적 연구가 수행되었다. 또한, 탑재된 회전익형 비행체에 콤팩트한 형상을 제공하기 위한 길이-가변 로터의 구현 가능성에 대해서도 기술하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제26권1호
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• pp.38-46
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• 2022

가스터빈 림 씰 연구의 주요 목표 중 하나는 고온의 주 유동 유입을 차단하여 디스크 내부의 열 손상을 방지하는 것이다. 이를 위해 지금까지 림 씰의 형상에 대한 연구와 함께 이를 개선하기 위한 연구도 수행되었다. 또한, 실제 터빈에 림 씰 형상을 적용하기 위해서는 터빈 작동 시에 발생할 수 있는 다양한 상황에 대한 연구가 필요하다. 따라서 본 연구에서는 수치해석을 통해 회전부 림 씰 위치의 두께가 변화하는 상황에 대해 연구하였다. 연구는 반지름 방향으로 로터 림 씰이 상향된 경우와 림 씰 내부 방향으로 로터 디스크가 확장된 상황을 모사하여 진행하였다. 그 결과, 유입되는 이차유동의 양에 따라 각 경우에서 서로 다른 내부 압력과 씰링 성능 및 유동이 발생함을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권11호
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• pp.978-983
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• 2015

복합 자이로플레인의 최대 비행 속도 설정 및 부족한 양력을 보조하는 고정익의 사이징에 관한 연구를 수행하였다. BO-105 헬리콥터의 로터 시스템과 엔진을 사용하는 복합 자이로플레인의 성능을 BO-105 헬리콥터와 비교하였다. 로터의 공력특성과 양력분담률을 고려하여 고정익의 익면적을 계산하고 BO-105 동체와 유선형 동체의 형상에 따른 전진 비행 성능 변화를 관찰하였다. 해석 결과 자동회전이 가능한 속도 범위에서 로터는 자동회전으로 1/2의 양력 분담이 가능하고 나머지 절반의 양력을 담당하는 날개를 유선형의 동체에 부착할 경우 유해동력을 최소로 줄일 수 있으며 따라서 복합 자이로플레인 방식으로 비행할 때 헬리콥터보다 높은 속도로 전진 비행할 수 있을 것으로 예측되었다.

• 한국가시화정보학회지
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• 제8권2호
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• pp.23-30
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• 2010

Regarding the aircrafts with a rotor blade system, the miniaturization of them is limited due to the rotor blade length and the tail rotor system. To miniaturize an aircraft, an equipment is required that increases thrust and also shortens the length of the rotor blade. The present study will conduct the flow analysis for miniaturizing the aircraft by applying a duct to the coaxial rotor blade system without tail rotor. First, the verification on the calculated results was conducted through the computational flow analysis on the coaxial rotor blade system without a duct. Then, the flow analysis for the coaxial rotor blade systems was performed including Ka-60 duct, Single duct, Twin duct, and Double duct, respectively. From the numerical results, the thrust coefficient appeared higher with the duct than without a duct for the coaxial rotor blade system. Especially, in the case of Double duct, the thrust was improved due to the increase of incoming flow and the extension of the wake area. These results will be used as the basic concepts for miniaturizing the aircraft with the rotor blade system. The flow analysis on the coaxial rotor blade system including the fuselage remains as a future work.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2005년도 춘계학술대회논문집
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• pp.236-240
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• 2005

This paper deals with friction-induced vibration of disc brake system under constact friction coefficient. A linear, finite element model to represent the floating caliper disc brake system is proposed. The complex eigenvalues are used to investigate the dynamic stability and in order to verify simulations which are based on the FEM model, The comparison of experimental and analytical results shows a good agreement and the analysis indicates that mode coupling due to friction force and geometric instability is responsible fur disc brake squeal. And the Front brake system reduced the squeal noise using design of experiment method(DOE). This helped to validate the FEM model and establish confidence in the simulation results. Also they may be useful during real disk brake model.

• 한국정밀공학회지
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• 제30권5호
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• pp.544-551
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• 2013

Recently high speed mixer, which is mixing, grinding, dispersion for liquid-liquid material, has been widely used several industries such as food, cosmetics, pharmaceuticals, fine chemicals, electronic material. This high speed mixer has a core element part called particle separation device. Particle separation device, which makes mixed liquid and liquid material using shear forces from a rotor and a stator, is a decisive factor in the distributed parts. In this study, we examined the velocity distribution of the two models of particle separation device using computation fluid dynamics, so that we were able to see the difference of the velocity distribution according to the shape. Also, by experiment, we observed that the use of rotor-screen type is deemed more suitable in case of accurately considering the effect of improving of the dispersibility through the circulation of the future.

• 한국항공운항학회지
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• 제15권4호
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• pp.24-32
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• 2007

In this study, computational structural vibration analyses of a smart unmanned aerial vehicle (SUAV) with tilt-rotors due to dynamic hub loads have been conducted considering detailed supporting structures of installed equipments. Three-dimensional dynamic finite element model has been constructed for different fuel conditions and tilting angles corresponding to helicopter, transition and airplane flight modes. Practical computational procedure for modal transient response analysis is successfully established. Also, dynamic loads generated by rotating blades and wakes in the transient and forward flight conditions are calculated by unsteady computational fluid dynamics technique with sliding mesh concept. As the results of present study, transient structural displacements and accelerations of the vibration sensitive equipments are presented in detail. In addition, vibration characteristics of structures and installed equipments of which safe operation is normally limited by the vibration environment specifications are physically investigated for different flight conditions.