• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
• /
• 제6회(2017년)
• /
• pp.270-281
• /
• 2017

본 논문에서는 헬리콥터 블레이드에서 발생하는 자이로스코픽 세차 진동에 대해 연구하고, 능동 제어기 설계를 통하여 진동 저감 시뮬레이션을 수행한다. 이를 위해, 헬리콥터의 전진 비행시 동역학적 응답을 외팔보 조건을 갖는 회전익의 해석이 가능한 EDISON의 기하학적 정밀 보 구조동역학 프로그램을 이용하여 구조 해석을 진행하고 이를 단순 공기력 모델과 연성하여 공탄성 해석을 수행하였다. 실시간 구조 응답을 구하기 위해 EDISON 프로그램 해석 결과를 비선형 수식으로 모델링하는 기법과 트림해석에는 Newton-Raphson 기법 등이 사용되었다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제37권10호
• /
• pp.984-991
• /
• 2009

본 연구에서는 충격파 및 유동박리효과를 고려하여 항공기 동체-날개 형상(DLR-F4)에 대한 천음속 공탄성 응답해석을 수행하였다. 시간 영역에서 전산유체역학, 유한요소모델 및 전산구조동역학 기법을 활용한 유체-구조 연계시스템을 적용하여 공탄성 해석을 수행 하였으며, 이를 이용하여 비행체의 설계에 정확하고 유용한 결과를 제시할 수 있다. 천음속 영역에서 항공기 동체-날개 형상에 대해 비선형 비정상 공력해석을 수행하기 위하여 6면체 구조 격자를 생성하였고, Navier-Stokes 방정식을 적용하였다. 항공기 동체-날개 형상의 정적 및 동적 공탄성 응답 특성을 파악하였고, 항공기 설계 및 시험 연구자에게 실제적이고 유용한 결과를 제시할 수 있다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
• /
• 제20권1호
• /
• pp.29-42
• /
• 2003

2002년 11월에 발사된 과학로켓 KSR-111에 자세제어를 위한 정보 획득용 3축 Fluxgate 자력계 (AIM: Attitude Information Magnetometer)와 지구 자기장 섭동 측정용 Search-Coil 자력계(SIM: Scientific Investigation Magnetometer)가 탑재되었다. SIM은 지구 자기장 중 약 10～1,000Ha주파수 대의 섭동 현상을 관측한다. AIM을 통해 측정한 지구 자기장의 DC 벡터 성분을 지구 자기장의 기준 모델인 IGRF(International Geomagnetic Reference Field)와 비교하여 로켓의 위치와 비행 상태를 파악하는 프로그램 1과 KSR-Ⅲ에서 측정된 실제 데이터를 이용해 시간에 따른 회전 각의 변화를 알아보는 프로그램 2를 개발하였다. 알고리즘 개발시 자세제어의 요소로서 데이터 처리 속도, 로켓의 비행역학 등을 고려하였고, 이로 인한 오차를 감안하기 위해 최소자승법을 사용하였다. 프로그램 2를 실행하여 얻은 값으로(항우연 자료 비교분석한 결과 내용), 자력계를 로켓의 자세 제 어용으로는 부적합하나 붐(boom)이 장착된 로켓에 탑재할 경우 지구 상충의 자기장을 측정하여 분석할 수 있다. 또한 발사 전 로켓 몸체와 마운트의 자기장을 측정하여 로켓의 자기장'분포를 미리 모델링화 할 경우 자료 처리가 훨씬 용이하다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제41권7호
• /
• pp.516-523
• /
• 2013

제자리 비행하는 수직이착륙 무인항공기용 엇회전식 덕티드팬의 전 후방동익 팁간극이 덕티드팬에 미치는 영향을 파악하기 위해 전산해석을 수행하였다. $k-{\omega}$ SST 난류 모델을 사용하여 엇회전식 덕티드팬의 전산해석을 수행하였으며, 기준형상에 대해 제자리 및 전진 비행 상태의 공력특성을 풍동시험을 통해 계측하여 전산해석 기법을 검증하였다. 엇회전식 덕티드팬에서 특정 동익의 팁간극이 증가하면 그 동익과 덕트의 추력계수는 감소하고, 다른 동익의 추력계수는 증가하는 경향을 확인하였다. 후방동익의 팁간극이 증가하면 덕티드팬 출구면의 평균 전압을 상승시켜 덕티드팬의 추력을 증가시켰다.

• 한국항행학회논문지
• /
• 제28권1호
• /
• pp.95-101
• /
• 2024

본 논문에서는 다양한 eVTOL (electric vertical take-off and landing) 항공기의 안전성 평가 수행을 위한 가변형 시뮬레이션 환경을 구축하고자 한다. eVTOL 항공기마다 적용되는 Inceptor, 항공기 동역학 모델, 제어기가 상이하므로, 이를 가변형으로 구성하여 eVTOL 항공기마다 안전성 시험 평가 시뮬레이션을 수행할 수 있도록 구성하였다. eVTOL 항공기의 안전성 평가 수행을 위한 시험 항목 및 성능 지표를 설정하였으며, 시험 항목별 시험절차에 따라 안전성 시험 평가 시 필요한 지상보조설비를 구상하여 시뮬레이션 환경에 구현하였다. 또한, 시뮬레이션 내 eVTOL 항공기의 데이터를 활용한 안전성 성능 분석을 위해 MATLAB/Simulink 기반의 시뮬레이션 비행데이터 수집 환경을 구축하고, 안전성 성능 분석을 위한 툴을 구현하였다. 최종적으로 본 논문에서 구현한 가변형 시뮬레이션 환경에서의 안전성 시험 비행 수행 및 성능 분석을 수행하였으며, 정상적으로 수행되는 것을 확인함으로써 시뮬레이션 환경을 검증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
• /
• pp.777-780
• /
• 2011

초음속 풍동은 고속으로 운용되는 비행체나 유도무기의 개발에 있어 시험체 주위에서 나타나는 공기역학적 현상을 연구하고 특성을 대표하는 물리량을 측정하기 위해 주로 사용되는 지상시험 장비이다. 본 연구에서는 연구팀에서 보유하고 있는 소형 초음속 풍동이 갖는 시험 모델 크기의 제약을 완화하고자 $250mm{\times}200mm$ 의 시험부를 갖는 초음속 풍동을 설계하고 제작된 풍동의 성능 평가를 수행하였다. 제작된 풍동의 시험 마하수는 2.5이며 시험부에서 균일한 유동을 얻을 수 있도록 경계층 보정을 수행하여 노즐의 형상을 결정하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제35권11호
• /
• pp.957-963
• /
• 2007

본 논문에서는 CFD/FreeWake 연계해석방법을 이용하여 헬리콥터 로터의 공력을 해석하였다. 연계해석방법은 CFD를 이용하여 로터주변의 공력을 얻고, 후류의 거동은 FreeWake를 이용하여 모사한다. FreeWake 모델은 CFD의 경계조건을 제공하고, CFD는 후류형성을 위한 로터블레이드 양력변화율을 제공하는 방법으로 연계된다. CFD/FreeWake 연계해석방법은 다른 로터공력해석 방법에 비하여 높은 정확도와 계산 시간 절감으로 효율적인 계산을 가능하도록 한다.

• 한국정보통신학회:학술대회논문집
• /
• 한국해양정보통신학회 2009년도 춘계학술대회
• /
• pp.180-185
• /
• 2009

우주비행체의 정밀 자세제어에 있어서 자세지향 및 안정성을 저해하는 구동기 교란의 효과는 매우 중요한 요소 중 하나라 할 수 있다. 최근 CMG는 그 구조의 복잡성에도 불구하고 반작용휠에 비교할 때 고출력 저중량이라는 장점에 근거하여 인공위성의 차세대 구동기로 많은 연구가 진행되고 있다. 정밀자세제어가 요구되는 인공위성의 구동기로 이용되기 위해서는 CMG가 위성 동체에 주게 될 교란력의 특성을 파악하는 것이 필수적이다. 본 논문에서는 CMG의 교란토크 및 교란력를 분석하기 위해 정적 동적 불균형을 가정하고, 라그랑지안 방법을 이용하여 해석적 모델을 유도하고 휠을 제작하여 진동을 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.263-267
• /
• 2008

본 연구에서는 헬리콥터 추진시스템의 장착 성능해석 모델링 시 고려하여야 할 흡입구 모델, 블리드 공기 손실, 보기류 시스템 구동에 사용되는 출력 추출 등을 포함한 장착 성능해석을 수행하였다. 흡입구의 압력 손실은 비행마하수와 유량에 따른 압력손실 값으로 나타낸 흡입구 성능 맵을 이용하였다. 추진시스템 장착 성능해석 모델링의 검증을 위해서는 실제 시험데이터와 비교해야 하지만 데이터 확보가 어려워 상용성능해석 프로그램인 GASTURB 해석결과와 비교 하였다. 해석결과 평균오차 0.5% 이내로 본 연구에서 수행한 추진시스템의 장착 성능해석 모델링의 타당성을 검증하였다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제12권1호
• /
• pp.51-56
• /
• 2008

본 연구에서는 헬리콥터 추진시스템의 장착 성능해석 모델링 시 고려하여야 할 흡입구 모델, 블리드 공기 손실, 보기류 시스템 구동에 사용되는 출력 추출 등을 포함한 장착 성능해석을 수행하였다. 흡입구의 압력 손실은 비행마하수와 유량에 따른 압력손실 값으로 나타낸 흡입구 성능 맵을 이용하였다. 추진시스템 장착 성능해석 모델링의 검증을 위해서는 실제 시험데이터와 비교해야 하지만 데이터 확보가 어려워 상용성능해석 프로그램인 GASTURB 해석결과와 비교하였다. 해석결과 평균오차 0.5% 이내로 본 연구에서 수행한 추진시스템의 장착 성능해석 모델링의 타당성을 검증하였다.