• 한국항공우주학회지
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• 제41권1호
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• pp.10-16
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• 2013

본 논문에서는 풍동 실험을 통해 취득한 소음측정 결과에서 실제 비행에 기체에서 발생되는 소음을 예측하는 과정에 대하여 다루었으며 정지된 소음원을 비행하는 것과 같은 상태로 시뮬레이션 할 수 있는 방법에 대하여 소개하고 실험을 통하여 검증하였다. 또한 국제민간항공기구(이하 ICAO)에서 규정한 절차에 따라 틸트로터 항공기 및 무인항공기의 환경소음을 평가할 수 있는 방안을 제시하였다. 제시한 평가 방안을 검증하기 위해서 풍동실험과 비행시험에 대한 소음실험 시뮬레이션 프로그램을 구성하였으며 7kg급 무인항공기를 통한 풍동 실험 및 비행 실험을 수행하였으며 풍동 실험 결과로부터 비행 상태의 소음예측이 가능하다는 것을 확인 할 수 있었다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권spc호
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• pp.39-48
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• 2020

본 논문에서는 풍동 실험을 통해 측정한 소음 결과를 활용하여 실제 비행하는 기체에서 발생되는 소음수준을 예측하고 비행시험을 통해 검증하는 과정을 다루었다. 항공기의 환경소음 평가를 위해서는 일반적으로 국제민간항공기구(이하 ICAO)에서 규정한 절차에 따라 소음시험 및 평가를 수행하게 된다. 본 논문에서는 고정익 및 회전익(멀티콥터)의 특징을 모두 가지고 있는 복합형 기체에 적용이 가능한 환경 소음평가 방안과 실험을 통해 검증한 결과를 제시하였다. 고정익과 회전익 소형 무인기를 활용하여 풍동실험에서 측정한 소음시험 결과를 실제 비행 시험결과로 시뮬레이션 하는 과정을 제시하였다. 또한, ICAO에서 제시하는 비행 운용조건 및 소음 측정 방법을 고려하여 풍동실험을 통한 결과와 실 기체 비행시험을 모두 수행하여 항공기 소음인증을 위한 실효감각소음레벨(EPNL)을 예측 및 고찰하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권6호
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• pp.516-525
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• 2015

본 연구에서는 정지 비행과 저속 하강 비행하는 회전익기 로터에 대한 소음을 예측하고 실험값과 비교하여 검증하였다. Ffowcs Williams-Hawkings 방정식을 이용한 소음압 예측 프로그램을 개발하였다. 해석 결과의 검증을 위해서 2가지 풍동 시험 결과를 이용하였다. Boeing 360 모델 로터를 이용하여 정지 비행 조건에서의 저차 주파수 대역의 소음압을 검증하였고, HART II 로터를 이용하여 저속 하강 비행 조건의 중간 주파수 대역의 BVI 소음을 검증하였다. 하중 소음을 예측하기 위해서 정지비행 조건에서는 자유후류기법을 통한 공력계수를 이용하였고, 저속 하강 비행 조건에서는 CFD/CSD 연계해석 결과를 이용하였다. 소음해석 결과 저차 주파수 대역의 소음압과 중간 주파수 대역의 BVI 소음압을 비교적 잘 예측하는 것을 확인하였다. BVI 소음압은 FFT 해석을 통하여 소음 방사 지도를 그려 실험결과와 비교하였다. 비교 결과 시험결과와 비교적 유사하게 예측하는 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권3호
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• pp.201-208
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• 2012

본 논문에서는 정지비행 조건에서의 무향실 내 축소 로터 실험을 이용해 Lowson의 하중 소음식과 FW-H의 음향상사식으로 예측한 이산 주파수 소음(Discrete frequency noise)을 검증하였다. 소음 예측 기법의 방향성(Directivity) 검증은 전반적으로 실험결과와 유사하게 예측되었으며, 거리에 대한 검증의 경우 근거리(Near-field)에서는 FW-H식의 예측결과가, 원거리(Far-field)에서는 Lowson식의 예측결과가 실험결과와 더 유사한 것을 확인하였다. 피치 각(Collective pitch angle)에 대한 검증의 경우 낮은 피치각에서는 FW-H식의 예측결과가, 높은 피치각에서는 Lowson식의 예측결과가 실험결과와 더 유사한 것을 확인하였다.

• 소음진동
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• 제12권3호
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• pp.154-162
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• 2002

예를 들어보자. 비행중인 비행기의 날개에 센서들을 연결하고 센서 신호들을 서버에 송신하고, 연구원은 네트워크를 통해 이 데이터에 실시간으로 접근하여 비행기의 상태를 점검한다. 그림 1은 이런 개념을 보여주는 그림이다. 또 다른 예들을 들어보자. 서울 본사의 엔지니어가 중국의 공장에 설치된 액츄에이터에 사용되는 퍼지로직 제어 알고리즘을 자바 애플릿을 이용해 조정한다. 경부고속도로를 주행하고 있는 트레일러 자동차에서 온도와 압력에 관한 문제점이 발생하면 자동차에 설치된 시스템이 이를 본사에 송신해 조치한다. 학생들이 집에서 학교에 설치된 실험 장치에 홈페이지를 통해 접근하여 실험을 수행하고 보고서를 이메일로 처리한다.(중략)

• 한국항공우주학회지
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• 제32권3호
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• pp.10-16
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• 2004

본 논문에서는 축소형실험을 통하여 제자리 비행하는 헬리콥터 주로터에서 발생하는 소음의 특성을 측정하는 실험을 수행하였다. 이를 위하여 구동장치에서의 발생소음이 적은 저소음 로터시험장치를 설계/제작하였으며, 아울러 로터의 공력특성을 측정하기 위하여 작동조건에서의 회전수, 추력 및 토크를 함께 계측하였고 이에 대한 문제점을 검토하였다. 사용된 하중 측정장치의 교정을 통하여 이의 정확도를 확인하였으며, 두개의 블레이드로 구성된 직경 1.2m의 축소형 로터를 이용한 실험에서 측정된 추력값이 이론적 계산값과 비교하여 비교적 잘 일치함을 알 수 있었으나 토크 측정값은 잘 일치하지 않음을 확인하였다. 소음 측정실험을 통하여 로터 구동장치로 인한 배경소음이 로터 소음에 비하여 현저히 작음을 확인하였고, 각 로터 발생소음원의 특성에 따라 날개끝 속도에 의하여 달리 무차원화 됨을 확인하였고 방향성 특성도 변화함을 확인하였다.

• 정보보호학회논문지
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• 제32권5호
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• pp.881-890
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• 2022

다양한 장소에서 드론이 활발하게 이용되면서 비행금지구역 내 불법 침입, 정보 유출, 항공기 충돌 등의 위험이 증가하고 있다. 이러한 위험을 줄이기 위해 비행금지구역으로 침입하는 드론을 탐지할 수 있는 시스템 구축이 필요하다. 기존의 드론 음향 탐지 연구는 탐지 모델에 환경 소음에 노출된 드론 음향을 그대로 학습시켰기 때문에 환경 소음에 독립적인 성능을 얻지 못했다. 이에 본 논문에서는 다양한 공간에서 환경 소음에 노출된 드론 음향을 명확하게 탐지하기 위해 주변 환경 소음을 별도로 수집하고, 드론 음향 신호에서 환경 소음을 제거하여 시끄러운 환경 속에서도 견고한 성능을 나타내는 범용적인 드론 탐지 시스템을 제안한다. 제안하는 시스템은 수집한 드론 음향 신호에서 환경 소음을 제거한 후 Mel Spectrogram 특성추출과 CNN 딥러닝을 이용하여 드론 존재 여부를 예측하였다. 실험 결과, 환경 소음으로 인해 감소했던 드론 탐지 성능을 7% 이상 향상시킴을 확인하였다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 1996년도 춘계학술대회논문집; 부산수산대학교, 10 May 1996
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• pp.240-245
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• 1996

높은 정지 비행 마하수를 갖는 로우터에 대해서 고속 충격 소음을 전산 유체역학파 Kirchhoff 공식의 결합으로서 해석하였고 그 해석 결과들이 실험값과 비교되었다. 첫째로, 고전적인 선형 Kirchhoff 공식이 제어면들의 위치와 지연시간의 방정식에 대해서 고려되었으며 이의 결과들은 기본적인 유동장의 물리적인 성질과 일치하는 것으로 나타났다. 제어면이 비선형 유동장의 바깥에 위치하였을 경우,선형 Kirchhoff 공식은 진폭과 파형이 실험 data와 잘 일치하는 것을 알 수 있었다. 또 제어면이 깃끝에 매우 가깝게 있을 경우 비선형 Kirchhoff 공식을 사용해서 좋은 결과들을 가져올 수 있었는데 즉 정확하게 음향학장(acoustic field)를 묘사할 수 잇는 것은 비선형 Kirchhoff 공식이라는 결론을 얻었다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 1993년도 춘계학술대회논문집; 한국과학연구소, 21 May 1993
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• pp.35-39
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• 1993

항공기의 플러터 현상을 예방키 위한 개발시의 주요 공학적 임무로는 플러 터 해석, 풍동 플러터 시험, 실기체에 대한 지상진동시험 및 비행 플러터 시 험이 있다. 이들 업무는 군용 항공기의 경우에는 군사 규격서, 민간 항공기 의 경우는 FAR 규정 등에 항공기 개발 및 개조시에는 필히 수행토록 명시 되어 있으며, 특히 개발항공기의 인증을 받기 위해서는 초도 비행전까지 필 수적으로 완료되어야 하는 업무이다. 이중 항공기 지상진동시험은 개발항공 기의 초도 비행전에 실기체를 대상으로 하는 구조 동특성 규명시험으로써 플러터 해석 모델의 정확도를 입증하고 그 해석모델을 수정하거나 개선시키 는데 필요한 구조의 동특성 변수들을 실험적으로 규명하는 시험이다. 이 시 험은 개발된 항공기의 초도비행허가를 획득하고 비행속도제한을 설정키 위 해서 초도비행 직전에 초도 개발 비행기를 대상으로 필수적으로 수행되어야 하는 필수적 시험이다. 이에 따라 개발된 항공기의 전기체 지상진동시험을 수행하였고, 시험데이터의 모달해석을 하였다. 이 시험을 수행하기 위해 3개 의 가진기를 사용하였고, 모두 159개의 지점에서 주파수응답 함수를 얻었다. 최대 48 채널의 데이터 획득시스템을 사용하였으므로, 네번에 걸쳐 측정위치 를 옮겨 전체데이타를 획득하였다. 지상진동 시험의 최종해석 결과는 유한요 소 모델의 유효성을 검토하는데 사용되었고, 시험 데이타를 이용한 가진응답 해석(Forced Response Analysis)을 통하여 비행플러터 시험시에 사용되는 플러터 가진기의 위치선정 및 가진력의 크기를 결정하는데 이용하였다.ncy)가 저주 파수대로 천이(Lower Shift)하는 현상이 나타났으며, 일정한 작업량이라도 작업중량을 줄이고 작업 빈도를 높여서 작업할 경우에 이러한 현상이 더욱 두드러졌다. 작업시간의 경과에 따른 MVIS의 감소 현상은 작업빈도가 높고 비대칭형 작업일 때 가장 크게 나타났다. 총손실을 줄이고, 상대적 비용절감효과를 갖게할 수 있다고 하였다. 따라서 본 연구에서는 성인 여성기성복의 치수적합성을 높이기위하여 출산 후 중년에 접어 들면서 체형이 변화되는 것을 고려하여 연령을 분류하고(18세-34세, 30세-51세), 각 연령 집단에 따른 체형을 각각 3가지로 분류하였다. 이에 따라 의복 생산시의 총손실을 줄이기위한 상의, 하의생산시 필요한 부위별 최적규격치 간격을 제시하였다.적인 기능으로 보여지는 것에 좁혀서 작업능력의 연령증가 변화에 대하여다원적 평가를 하는 것이 실제적이라고 할 수 있다. 따라서 본 연구에서는 인간이 가지고 있는 다수의 기능중에서 수지교 치성과 연령증가와의 관계를 조사한다. 만약 연령증가 만으로 수지교치성을 평가 할 수 없는 경우에는 어떠한 요인이 수지기민성의 변화에 영향을 미치는가를 검토한다.t list)에서 자동적으로 사건들의 순서가 결정되도록 확장하였으며, 설비 제어방식에 있어서도 FIFO, LIFO, 우선 순위 방식등을 선택할 수 있도록 확장하였다. SIMPLE는 자료구조 및 프로그램이 공개되어 있으므로 프로그래머가 원하는 기능을 쉽게 추가할 수 있는 장점도 있다. 아울러 SMPLE에서 새로이 추가된 자료구조와 함수 및 설비제어 방식등을 활용하여 실제 중형급 시스

• 한국항공우주학회지
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• 제49권3호
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• pp.175-183
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• 2021

초음속 비행체에서 발생하는 소닉붐은 일반적인 환경소음과 달리 초저주파 영역을 포함한 충격음으로 전파된다. 본 논문에서는 배열 음향센서를 이용하여 소닉붐의 특징을 왜곡 없이 측정하기 위한 계측방법과 소닉붐의 전파방향을 추정하기 위한 도래각 추정 방법에 대해 연구하였다. 음향센서의 배치에 따른 도래각 추정성능을 이론적인 방법으로 제시하였고 모의실험에서 얻은 통계값을 이용하여 본 연구에서 제안하는 도래각 추정 방법의 성능을 검증하였다. 또한 실제 초음속 비행체에서 발생한 소닉붐을 제안한 방법으로 측정하였고 그 결과를 분석하였다. 본 연구에서 얻은 결과로 소닉붐 측정을 위한 시스템 구성, 도래각 추정 방법과 그 성능에 대한 직관적인 개념을 제공하였다.