• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.6
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• pp.1-9
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• 2006

본 연구의 목적은 여러 가지 비행 모드 상의 로터 성능을 효율적으로 예측하는 것이다. 헬리콥터의 공력 특성을 예측하기 위한 비정상 source-doublet 패널 기법 기반의 수치 기법을 개발하였다. 후류의 형상 예측에는 시간 전진 자유후류모델이 사용되었다. 점성에 의한 확산을 고려한 후류의 roll-up 모사를 위하여 후류의 doublet 패널은 같은 강도의 와류고리로 대체하여 계산하였다. 후류와 양력면의 충돌 문제는 표면격자 내부에 들어간 와류고리의 포텐셜값을 제거하여 해결하였다. 제자리비행의 해석 시에 나타나는 와류 불안정성의 해결에는 slow starting과 vortex core growth 모델을 사용하였다. 로터 공력 해석 프로그램은 제자리비행과 전진비행에 대한 실험 결과와 비교하여 검증하였으며, 실험치와 일치하는 결과를 얻을 수 있었다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.38 no.7
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• pp.629-636
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• 2010

This study is to investigate the aerodynamic effects of the Rotor-Fuselage Interactions in forward flight, and is conducted by using an improved time-marching free-wake panel method. To resolve the instability caused by the close proximity of the wake to the blade surface, the field velocity approach is added to the prior unsteady panel code. This modified method is applied to the ROBIN(ROtor Body Interaction) problem, which had been conducted experimentally in NASA. The calculated results, pressure distribution on fuselage surface and induced inflow ratio without and with the rotor, are compared with the experimental results. The developed code shows not only very accurate prediction of the aerodynamic characteristics for the rotor-fuselage interaction problem but also the rotor wake development.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers
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• v.18 no.6
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• pp.1590-1597
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• 1994

The aerodynamic analysis of a $6{\times}6$ counter-rotating propfan around a missile-like-body has been completed analytically using a frequency domain panel method. The present method requires Fourier transformation of flow field around the propfan in computing the velocities normal to the propfan lifting surfaces. The aerodynamic performance curve is determined by angle of attack and nonuniform inflow conditions. The inflow conditions result from the variations of missile flight speed, angle of attack, propfan location relative to control surfaces and control surface deflection angle. The two cases of propfan location relative to control surface, front and behind, are analyzed and the aerodynamic results are presented.

• Proceedings of the Korea Technology Innovation Society Conference
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• 2004.11a
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• pp.101-113
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• 2004

본 연구는 기술혁신파급경로를 결정하는 국가 간 무역역할에 대한 실증적인 분석을 목적으로 한다 이 연구목적을 위하여, 최근 자료인 1980년부터 2003년까지 15개 OECD국가를 대상으로 자국의 기술혁신을 결정하는 중요한 변수로 알려진 자국 R&D축적 및 무역대상국의 R&D축적자료를 구축하였으며, 이를 무역지수인 쌍방간에 수출 및 수입량을 경제규모로 나눈 가중지수를 이용하여 유입된 R&D축적량을 구축하였다. 또한 대상변수들의 기술혁신파급역할에 대하여 최근 논의되고 있는 비정상적 패널기법을 이용하여 분석하였다. 최근 제안되고 있는 비정상적 패널기법을 이용하여 국제 간에 기술혁신파급경로를 분석한 결과를 간단하게 요약하면, 다음과 같다. 첫째, 분석대상변수들은 비정상성을 갖는 것으로 나타났다. 둘째, 그러나 장기적으로 분석대상변수들이 서로 균형상태를 나타내는 공적분관계에 있음을 알 수 있었다. 셋째, 국가 간에 기술혁신파급경로의 방향과 정도를 파악하기 위하여 패널 공적분계수를 추정하였으나, 설정함수형태에 따라서 여러 가지 상반된 실증결과가 나타났다. 따라서 기존 연구Coe et al., 1995, Keller, 1998, Kao, et al., 1999 그리고 Funk, 2001]의 분석결과 및 그 시사점들이 서로 다른 이유는 분석대상변수들의 선택차이뿐만 아니라, 기술혁신경로에 대한 설정함수형태에 따라서 서로 다른 분석결과가 나타날 수 있는 가능성을 보여준다. 본 연구에서 나타난 분석결과의 시사점을 보면, 국가 간에 기술혁신파급경로분석은 기술혁신파급을 결정하는 매개변수선정도 중요하지만, 결정된 설명변수들 사이에 어떤 기술혁신파급에 관한 연관관계가 존재하는지에 대한 실증분석 즉 파급경로분석도 매우 중요함을 보여준다. 이러한 파급경로분석에는 기존의 선형가정뿐만 아니라 비선형가정을 이용한 기술파급경로분석을 통한 시사점제안이 요구된다.관적인 시스템을 제공하는 것이다.가 생성된다. $M_{C}$에 CaC $l_2$를 첨가한 경우 $M_{C}$는 완전히 $M_{Cl}$ 로 전이를 하였다. $M_{Cl}$ 에 CaC $l_2$를 첨가하였을 경우에는 아무런 수화물의 변화는 발생하지 않았다. 따라서 CaS $O_4$.2$H_2O$를 CaC $O_3$및 CaC $l_2$와 반응시켰을 때의 AFm상의 안정성 순서는 $M_{S}$ < $M_{C}$< $M_{Cl}$ 로 된다.phy. Finally, Regional Development and Regional Environmental Problems were highly correlated with accommodators.젼 공정을 거쳐 제조된다는 점을 고려할 때 이용가능한 에너지 함량계산에 직접 활용될 수는 없을 것이다.총단백질 및 AST에서 시간경과에 따른 삼투압 조절 능력에 문제가 있는 것으로 보여진다.c}C$에서 5시간 가열조리 후 잔존율은 각각 84.7% 및 73.3%였고, 질소가스 통기하에서는 잔존율이 88.9% 및 81.8%로 더욱 안정하였다.8% 및 12.44%, 201일 이상의 경우 13.17% 및 11.30%로 201일 이상의 유기의 경우에만 대조구와 삭제 구간에 유의적인(p<0.05) 차이를 나타내었다.는 담수(淡水)에서 10%o의 해수(海水)로 이주된지 14일(日) 이후에 신장(腎臟)에서 수축된 것으로 나타났다. 30%o의 해수(海水)에 적응(適應)된 틸라피아의 평균 신사구체(腎絲球體)의 면적은 담수(淡水)에 적응된 개체의 면적보다 유의성

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.37 no.7
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• pp.615-626
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• 2009

The objective of this study is to investigate the interference effects due to tandem rotor's overlap in the forward flight. To resolve the instabilities caused by close proximity of the wake to the blade surface, the field velocity approach is implemented to the existing unsteady panel code coupled with a time-marching free wake model. The modified code is then used to investigate the effects of the selected parameters on the forward flight performance of the tandem rotor. The calculated results for rotor separation effect indicate that stagger(d/D) appears to have little effects on the forward flight performance at high advance ratio and the square of gap(H/D) is inversely proportional to overlap induced power factor. In addition, it is also shown that the overlap induced power factor increases to a certain extent and decrease back as the advance ratio increases.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.35 no.10
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• pp.859-867
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• 2007

The objective of this study is to develop and validate a numerical method which can handle the multi-rotor aerodynamic characteristics. For the purpose of power estimation, table look-up method is implemented to the existing unsteady panel code that is coupled with a time-marching free wake model. Also, the Reynolds number scaling is implemented for the application to various regions of Reynolds number. The computed results are validated against the available experimental data for coaxial and tandem rotors. In the validation case for the coaxial rotor, more accurate result is acquired when the thickness effect is considered. The wake instability problem occurs at a particular separation distance between the rotors for tandem rotors. The wake instability is avoided by setting the single-rotor wake geometry as the initial wake geometry for the multi-rotor analysis. The estimated result for rotor separation effect is compared with the result of the momentum theory.

• Composites Research
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• v.13 no.5
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• pp.50-59
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• 2000

In this paper, two methods to suppress flutter of the composite panel are examined. First, in the active control method, a controller based on the linear optimal control theory is designed and control input voltage is applied on the actuators and a PZT is used as actuator. Second, a new technique, passive suppression scheme, is suggested for suppression of the nonlinear panel flutter. In the passive suppression scheme, a shunt circuit which consists of inductor-resistor is used to increase damping of the system and as a result the flutter can be attenuated. A passive damping technology, which is believed to be more robust suppression system in practical operation, requires very little or no electrical power and additional apparatuses such as sensor system and controller are not needed. To achieve the great actuating force/damping effect, the optimal shape and location of the actuators are determined by using genetic algorithms. The governing equations are derived by using extended Hamilton's principle. They are based on the nonlinear von Karman strain-displacement relationship for the panel structure and quasi-steady first-order piston theory for the supersonic airflow. The discretized finite element equations are obtained by using 4-node conforming plate element. A modal reduction is performed to the finite element equations in order to suppress the panel flutter effectively and nonlinear-coupled modal equations are obtained. Numerical suppression results, which are based on the reduced nonlinear modal equations, are presented in time domain by using Newmark nonlinear time integration method.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2015.08a
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• pp.141.2-141.2
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• 2015

교류임피던스 측정기법을 이용하여 전기화학적으로 외부환경에서 소재 금속까지 물질 및 전하이동에 관한 임피던스 측정이 가능하며 도막의 부식 및 노화정도 및 내식성의 평가가 가능하여 산업체에서 널리 이용되고 있다. RPCS(Remote Plasma Cleaning Source)는 패널 및 반도체 제조공정에서 CVD 증착공정 후 챔버 내부에 입혀지는 Si(실리콘)을 화학적으로 세정하기 위한 F(불소) Radical을 공급하는 원격 고밀도 플라즈마를 발생시키는 제품이다. RPCS의 바디는 알루미늄을 사용하고 절연 및 플라즈마에 대한 내구성을 확보하기 위해 아노다이징 코팅을 한다. 반응기 내벽의 표면이 공정 플라즈마에 노출될 때 소재는 화학적으로 매우 활성이 높은 라디칼과의 반응뿐만 아니라 이온의 충격을 동시에 받게 되며 이 과정에서 다량의 불소 (Fluorine) 라디칼과 전계에 반응한 이온의 운동에 노출되면서 아노다이징 코팅이 손상되는데 이는 기기의 수명 단축 및 파티클을 발생시키며, Arc의 원인이 되기도 한다. 실제 사용 환경에서는 기기의 분해 없이 아노다이징의 상태를 주기적으로 모니터링 하기가 대단히 어려워, 정기적으로 교체하고 있는 실정이다. 본 연구에서는 RPCS내 발생된 플라즈마 현상을 컨덕터로 활용하여 고주파 리액턴스를 임피던스로 환산하여 아노다이징 코팅의 손상 정도를 진단 및 모니터링하였다. 아노다이징이 손상된 내부 블럭과 정상상태인 내부 블럭의 임피던스를 비교하였고, 아노다이징 두께별 임피던스를 측정하였다. 그 결과 아노다이징 절연막이 손상된 블록의 임피던스가 정상 블록에 비해 낮았으며 두께별 임피던스도 비례함을 알 수 있었다. 향후에는 장기간 현장에서 축척되어진 시험데이터를 바탕으로 아노다이징 코팅의 수명예측진단 시스템을 구축하고자 한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.38 no.8
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• pp.747-757
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• 2010

The ice accreted on the airfoil is one of the critical drivers that causes the degradation of aerodynamic performance as well as aircraft accidents. Hence, an efficient numerical code to predict the accreted ice shape is crucial for the successful design of de-icing and anti-icing devices. To this end, a numerical code has been developed for the prediction of glaze ice accretion shape on 2D airfoil. Constant Source-Doublet method is used for the purpose of computational efficiency and heat transfer in the icing process is accounted for by Messinger model. The computational results are thoroughly compared against available experiments and other computation codes such as LEWICE and TRAJICE. The direction and thickness of ice horn are shown to yield similar results compared to the experiments and other codes. In addition, the effects of various parameters - temperature, free-stream velocity, liquid water contents, and droplet diameter - on the ice shape are systematically analyzed through parametric studies.