• Journal of the Korea Institute of Military Science and Technology
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• v.25 no.6
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• pp.596-605
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• 2022

In this study, analysis of dynamic characteristics and flight vibration was performed to unmanned aerial vehicles. The analysis model was supplemented by performing a dynamic characteristic test and a random vibration test using manufactured dummy aerial vehicle. For the dynamic characteristic test, a bungee cable was used to implement the free end boundary condition. Prior to the flight vibration test using a multiple electric shaker, a random vibration test was performed to predict the excitation force during the actual flight vibration test. It was judged that the actual test could be predicted more accurately by supplementing the analysis model from the test results. In addition, it was possible to determine the feasibility of the test by predicting the excitation force of the flight vibration test.

• Journal of the Korea Institute of Military Science and Technology
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• v.21 no.6
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• pp.723-730
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• 2018

A well-designed flight vibration specification enables the optimum weight design of the Surface-to-Air or Air-to-Air Missile, improves the maneuverability of the flight vehicle, improves the engagement of target, and increases the price competitiveness of the components and the missile system. Conventional flight vibration specifications are used by using a somewhat higher standard as suggested in MIL-STD-810C, or based on accumulated data from developed similar missile systems. In this study, we confirmed the validity of FEA response analysis by comparing response data obtained by FEA and response data of real product. Also we proposed that each specification that reflects the structural characteristics of the place where the components are mounted is required instead of verifying all the components by a single flight vibration specification.

• Journal of the Korea Institute of Military Science and Technology
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• v.26 no.3
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• pp.252-261
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• 2023

Analysis of dynamic characteristics and flight vibration test for unmanned aerial vehicles was studied by using dummy test body. The FEM model for dummy test body was supplemented by results of modal and random vibration test. The free end boundary condition to simulate flight environments was made by test setup using bungee cable. Prior to the flight vibration test using a dual electric vibration exciters, the test procedure to calculate quantitative vibration level was studied by using military specification. The actual test was successfully done by using the analysis and pretest results. From the analysis results, it was possible to determine the feasibility of the test by predicting the excitation force of the flight vibration test and to get the response of any point which could not be measured by the test. The results of this study will much contribute to the Test and Evaluation of unmanned aerial vehicles.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1997.11a
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• pp.33-34
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• 1997

장비나 부품이 비행 또는 수송 등 실제상황에서 겪게되는 진동환경에 얼마만큼 견디는지 여부를 확인하고, 예상되는 동적 하중에 의한 성능저하나 오 동작이 일어나지 알는지 확인하기 위해 환경진동시험(environmental vibration test)이 수행된다. 이러한 환경진동시험의 경우에는 대형(대용량)의 진동시험기(shaker 또는 exciter)가 이용되며 진동시험기로부터 에너지를 시험물에 기계적으로 전달시켜줄 수 있는 진동 시험치구(이하, "치구(fixture)")가 필요하게 된다. 따라서 치구의 설계문제가 대두되며, 환경진동시험의 성공여부를 좌우하는데 대단히 중요한 역할을 하게 된다. 치구의 설계시 가장 중요한 점은 시험규격에 정해진 기준스펙트럼(specified reference spectrum)이 치구 위에 설치될 여러 시험물부착점들에 그대로 전달될 수 있는 강체치구(rigid fixture)를 설계하는 것이 가장 이상적이지만 치구의 공진 및 반공진 특성으로 인해 시험물부착점들 마다 스펙트럼이 달라지게 된다. 따라서 시험물은 과대시험(overtest) 또는/그리고 과소시험(undertest)를 겪게된다.최근의 진동시험제어 기법으로서는 다채널시스템을 이용한 여러 시험부착점들에서의 진동레벨의 평균을 제어하는 평균제어기법(average control technique)이 이용되므로서 시험주파수 범위에서 공진진동수(resonance frequency)들은 기준스펙트럼과 동일하게 제어가 가능하나 반공진 진동수(antiresonance frequency)들에서는 반공진 진동수들이 갖는 물리적 특성으로 인해 기준스펙트럼과 동일하게 제어가 이루어지지 않으므로시험규격에 정해진 정확한 진동시험이 수행되지 못하게된다.본 연구에서는 치구의 설계단계에서 치구 위의 여러 시험물 부착점들- 평균제어점(average control points)- 에서의 반공진 진동수들을 고려하여 그 감도를 게산하고, 치구의 구조변경을 수행하여 시험물 부착점들에서의 반공진 진동수를 일치시키므로서 종래의 진동시험제어시 나타나는 반공진진동수에서의 문제점을 제거할 수 있고, 그 결과 시험물 부착점들에서의 스펙트럼이 시험규격에 정해진 스펙트럼대로 진동시험이 수행될 수 있게 하는데 있다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.2
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• pp.82-89
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• 2006

The flutter/vibroacoustic characteristics can be acquired by conducting flight tests with various conditions for a long period of test. Accordingly it is indispensable to build a specially designed database system to efficiently accumulate the enormous data obtained from flight tests. Hence, T-50 Flight Test Database System(FTDS) based on MS-Access is developed to handle the flutter/vibroacoustic environment data obtained from flight tests. The developed system is structured with the items related to aircraft flight test, the tables composed of the relevant items and a relational database logically connecting the tables. The T-50 FTDS is implemented with data searching GUI(Graphic User Interface) programed with Visual Basic and Structured Query Language to make intuitive searches over the stored data. The developed system has been used for accumulating the flutter/vibroacoustic data and verifying vibroacoustic Specifications.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 1993.04a
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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

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.205.1-205.1
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• 2012

러시아 발사체 드네프르에 의해 발사될 과학기술위성 3호의 주탑재체 다목적적외선영상시스템, MIRIS (Multipurpose InfraRed Imaging System)는 한국천문연구원에서 주관하여 개발되었다. 그 구성 카메라인 EOC (Earth Observation Camera)는 한반도재난감시를 수행하고, SOC (Space Observation Camera)는 우리 은하 평면의 근적외선 서베이 관측을 통해 $360^{\circ}{\times}6^{\circ}$ Paschen-${\alpha}$ 방출선 지도를 작성하고 I, H 밴드 필터를 이용해서 황도 남북극에 대한 적외선우주배경복사를 관측한다. MIRIS 비행모델이 제작 완료되었고, 그 구성 기기인 SOC, EOC, 전장박스에 대한 최종 우주환경시험을 수행하였다. 과학기술위성 3호의 비행모델 우주환경시험은 진동시험과 열진공시험으로 이뤄지며, 그 시험 규격은 문서에 규정된 Acceptance Level로 수행된다. 충격시험은 공학인증모델을 통해 검증되었다. 열진공시험은 한국천문연구원에서 수행되었으며, 진동시험은 한국과학기술원 인공위성센터에서 수행되었다. 또한 전체 위성이 조립된 후 과학기술위성 3호의 열진공시험은 한국항공우주연구원에서 수행되었다. 이 발표에서는 MIRIS 비행모델에 대한 환경시험과정 및 결과를 보고하고, 과학기술위성이 전체적으로 조립된 후의 MIRIS 진동 및 열진공 시험 결과도 함께 논의한다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.2 no.2
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• pp.105-114
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• 2003

It is conducted to analyze vibration loads on the 1st stage of KSR-III(KSR : Korea Sounding Rocket) during their ground transportation and various handling process. These loads may be different from the real flight environment. Inadequate assessment of these loads can cause not only local damages on the rocket system but also the critical problem like flight mission failure. Therefore, transportation and handling loads must be considered during design and attenuated to ensure that the rocket structural damage does not occur. This work is concerned with the generation of criteria and prediction of transportation and handling loads for KSR-III. The results show that the shipping container is well designed to satisfy the design requirements. The maximum vibration level recorded during whole transportation and handling for KSR-III is less than 2g, the criteria of KSR-III movement condition.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.4
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• pp.25-32
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• 2006

An advanced method of Relaxed Static Stability (RSS) is utilized for improving the aerodynamic performance of modern version supersonic jet fighter aircraft. The flight control system utilize RSS criteria in both longitudinal and lateral-directional axes to achieve performance enhancements and improve stability. The T-50 advanced trainer employs the RSS concept in order to improve the aerodynamic performance and the flight control law in order to guarantee aircraft stability. The longitudinal two modes are the short period with high frequency and the phugoid mode with low frequency. The design goals of longitudinal control laws is concerned with the short period damping and frequency optimization using lower order equivalent system and utilizing the requirement of MIL-F-8785C. Analysis of short period mode has been and continues to be performed This paper addresses the analysis of aircraft phugoid node characteristics such as damping, natural frequency, and analysis of aircraft pitch motion that impacted by angle of attack limiter and auto pitch attitude control law.

• Journal of Satellite, Information and Communications
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• v.1 no.2
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• pp.63-70
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• 2006

This paper presents the results of Ka band qualification model multiplexers for COMS Payload to be launched in 2008. These are the input and output multiplexers of the satellite transponder to use available frequency resources effectively and the diplexer of the satellite antenna to use the same reflector for both transmitting and receiving frequency bands, respectively. The input multiplexer with four frequency channels has four(4) independent channel filters which consist of an 8-pole elliptic band-pass filter for high frequency selectivity and a 2-pole equalizer for group delay equalization. For low insertion loss, mass and volume reduction, manifold type os employed for output multiplexer. E-plane T-junction is used for either splitting or combining a frequency band into two sub-bands. Asymmetric inductive irises are used to tune the receiving filter easily. The electrical performance and environmental test such as vibration test, mechanical shock test, thermal vacuum test and EMC test are performed and the results of all qualification model multiplexers are compliant to the requirement of each multiplexer. Followed by this qualification, the flight model equipment will be developed.