• 한국항공우주학회지
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• 제34권1호
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• pp.56-64
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• 2006

본 논문에서는 전도성 형상기억폴리우레탄 (CSMPU)의 개발과 응용 방법이 연구되었다. 일반적인 형상기억폴리우레탄이 외부 열원에 의해 작동되어 온 반면에, 2004년에 소개된 전도성 형상기억폴리우레탄은 전력에 의해 작동되었다. 전도성 형상기억폴리우레탄 작동기는 일반적인 형상기억폴리우레탄에 카본 나노 튜브를 첨가함으로써 제작되었다. 2004년 연구에서 제작된 전도성 형상기억폴리우레탄이 지닌 핵심 문제점은 카본 나노 튜브의 낮은 분산도였다. 이 논문에서는 분산 문제 해결을 시도하였으며, 일련의 정교한 작업을 통해 향상된 전기적 특성을 지닌 전도성 형상기억폴리우레탄 작동기를 개발하였다. 그리고 개발된 전도성 형상기억폴리우레탄 작동기의 작동 성능을 측정 및 평가하였으며, 초소형비행체 조종면의 제어 실험을 통하여 응용 가능성을 검토하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권6호
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• pp.520-529
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• 2016

본 연구의 목적은 중고도-장기체공 무인기의 성능을 역설계를 통해 분석하는 것이며, 역설계를 위한 모델로 RQ-1 Predator를 선정하였다. CATIA 프로그램을 사용하여 RQ-1 Predator의 외형에 대한 형상과 중량 분포를 생성하였다. RQ-1 Predator의 공력특성은 주로 와류격자법과 경험식을 조합하여 수행하였으며, 추진 성능은 Howe의 경험식을 통해 수행되었다. 상승률, 실용상승한도, 항속 거리, 그리고 체공 시간에 대한 역설계를 수행하였으며, 역설계 결과가 참고문헌과 잘 일치함을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권12호
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• pp.959-966
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• 2013

이 논문에서는 설계정보가 없는 노후 항공기를 사용한 P-3CK 해상초계기 사업을 바탕으로, 끝단거리 부족 결함 수리를 위한 패스너 홀 구조특성 연구를 수행하였다. 이를 위해 끝단거리 결함이 많이 발생했던 낫셀 론저론 부분을 선택하고, 1.5, 1.8, 2.0배 끝단거리에 대한 정적 해석을 수행하여 보수적인 응력을 구하였다. 이 응력을 바탕으로 TWIST의 표준하중 스펙트럼을 적용하여 비행하중을 생성하고, 이 비행하중을 이용하여 균열성장 피로해석을 수행하였다. 이 결과를 통하여 P-3CK 사업 중 수리된 패스너 홀의 유효성을 평가하고 정비주기 및 기준을 설정하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권3호
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• pp.62-69
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• 2014

초음속 항공기의 추진기관으로 이용되는 후기연소기 장착 터보팬 엔진의 축소-확대 노즐에 대한 예비 연구를 수행하였다. 이를 위하여 지상정지 표준 대기에서 29,000 lbf 급의 추력을 발생시키는 저 바이패스비를 가진 후기 연소기 장착 터보팬 엔진에 대한 사이클 모델을 설정하였다. 설정된 모델 엔진을 이용하여 Gasturb 12 소프트웨어로 설계점에 대한 성능해석을 수행하여 터빈 후방에서의 일차원 유동특성을 얻을 수 있었다. 항공기 이륙시의 최대추력 조건으로부터 바이패스 덕트와 코어엔진에서 흐르는 가스유동으로부터 엔진의 크기 및 형상에 대한 기본제원을 도출하였다. 탈 설계점 성능해석은 최대 비행 마하수 2.0, 최고 비행고도 15,000 m로 운용되는 항공기의 다양한 운용조건에 대하여 수행하였다.

• 한국시뮬레이션학회논문지
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• 제24권4호
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• pp.43-49
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• 2015

탐색기 적용 전술유도무기의 탐색기는 전술유도무기 개발 간 제한된 직경과 무게로 설계된다. 이러한 경우, 하드웨어 특성에 의해 탐색기 시야각, 분해능, 추적 알고리즘 등의 탐색기 성능에 제한이 존재하게 되고, 이로 인해 최대 표적포착 가능거리가 정해지게 된다. 장사거리용 전술유도무기의 경우 최대 표적포착 가능거리 이전까지는 INS 순수항법 또는 GPS/INS 통합항법으로 항법 유도비행을 수행하는데, INS 순수항법은 비행시간이 증가함에 따라 항법성능이 급격하게 감소하고, GPS/INS 통합항법의 경우 재밍상황에서 항법성능이 급격하게 감소한다. 본 논문에서는 앞서 언급한 최대 표적포착 가능거리와 항법장치 성능등 다양한 변수를 고려하여 전술유도무기 체계 관점에서 탐색기 영상 내 표적존재확률에 대해 분석할 수 있는 시뮬레이션을 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.717-722
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• 2010

초음속 풍동은 실험하고자 하는 모델 주위에 인공적으로 초음속 유동장을 형성하여 모델에 작용하는 현상을 관찰 및 측정하는 실험 장비이다. 이러한 풍동 실험 장비는 비행체 설계에 있어 시제기를 제작하지 않고도 비행체 외형에 대한 공기역학적 특성을 파악하는데 유용하다. 본 연구에서는 러시아에서 제작된 초음속/극초음속 풍동(MAF : The Model Aerodynamic Facility)을 시험 시간 증가 및 활용성 증가를 목적으로 개조하였다. 안전성 확보 및 원격 작동을 위해 공압 밸브를 설치, 실험 시간의 증가를 위해 새 저장 탱크를 설치했다. 설치한 밸브와 탱크를 이용할 수 있도록 배관 시스템을 개조하였다. 또한 광학적 시험을 위하여 시험부의 광학창을 확장하였다. 개조 후 마하수 2,3,4에 대하여 성능 시험을 수행하였다. 유동가시화 기법중 하나인 Shadow graph 기법을 이용하여 초음속 유동장의 형성을 확인하였으며, 마하수 2,3,4에 대하여 Settling Chamber, Working section의 압력측정을 통해 성능 시험을 수행하였다. 결과로부터 해당 초음속 풍동에 사용가능한 모델 크기 및 시험 시간을 도출하였다.

• 한국사회복지학
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• 제61권1호
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• pp.57-79
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• 2009

본 연구는 초등학교 4학년에서 6학년에 이르는 3개년에 걸쳐 종단적으로 관찰된 빈곤경험이 학업성취, 자아존중감, 우울 불안, 주의집중 문제, 공격성, 비행에 미치는 영향을 분석하였다. 아동의 빈곤경험을 지속빈곤, 일시빈곤, 비빈곤으로 나눠 발달산물을 비교한 결과, 학업성취에서 빈곤아동과 비빈곤아동 사이의 격차가 두드러지고 통계적으로 유의한 차이를 보였다. 빈곤경험과 발달궤적의 관계를 분석한 결과, 학업성취에서는 비빈곤아동은 시간이 갈수록 성취수준이 향상되는 긍정적 변화방향을 보이나 빈곤아동은 성취수준이 낮아지는 부정적인 변화방향을 보였다. 또 주의집중 문제, 공격성, 비행의 발달궤적 변화에서는 빈곤아동은 비빈곤아동에 비해 다소 낮은 수준을 보였다. 아동의 개인적, 가족적 특성을 통제한 결과 빈곤의 영향은 학업성취에 대해서만 통계적으로 유의하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권6호
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• pp.30-37
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• 2013

우주비행체의 주 엔진 및 자세제어용 추력기로 적용 가능한 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 촉매대 최적설계형상 도출을 위한 지상연소시험을 수행하였다. 추력, 비추력, 연소실 압력, 특성속도, 그리고 하이드라진 분해반응률 등을 추력실 길이변화에 따라 고찰하고, 추진제 공급압력과 성능변수가 갖는 상관관계를 제시한다. 성능평가결과, 시험조건 내에서의 촉매대 길이증가는 추력기의 성능저하를 야기하고, 공급압력 변이에 따른 추진제 소모 효율성 또한 떨어뜨리는 것이 확인되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.330-335
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• 2017

초음속에서 극초음속 영역까지 광범위한 비행영역에서 작동 가능한 추진시스템으로 램제트와 스크램제트의 장점을 포함하는 복합사이클을 적용한 이중램제트에 대한 연구가 많은 선진국에 의해 수행되고 있다. 여기서 이중모드 램제트는 하나의 연소기 즉, 동일한 유동 경로상에서 아음속과 초음속 연소가 이루어져 램제트와 스크램제트 모드로 각각 작동되는 엔진이다. 본 연구에서는 이중모드 스크램제트 엔진의 비행마하수 3.5 ~ 6조건으로 설계된 지상시험모델에 대한 연소시험을 수행하였다. 특히 고도 27.6km 및 Mach 6조건에서의 연소시험 결과를 통해 이중모드램제트의 스크램제트 연소현상을 확인하고 적용된 설계 방안 등에 대한 검증을 수행하였다.

• 한국지능시스템학회논문지
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• 제25권2호
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• pp.168-173
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• 2015

비행 시 외부 조건에 따라 비선형시변 동적특성을 갖는 항공기의 비행제어는 종 제어(longitudinal control)와 횡 제어(lateral control)로 나눌 수 있으며, 종 제어는 승강키(elevator)에 의한 피치(pitch)값, 횡 제어는 에일러론(aileron)에 의한 롤(roll)값과 방향키(rudder)에 의한 요(yaw)값들을 제어대상으로 삼는다. 현재까지 항공기의 안정성, 조종성 그리고 기동성을 보장하기 위한 제어시스템 개발에 많은 연구들이 활발히 진행되어 왔으나, 최근에는 다양하고 복잡한 풍동실험과 환경실험들을 필요로 하는 기존연구들과는 다른 항공기의 지능제어시스템 개발에 관련된 연구들이 이루어지고 있다. 본 논문은 대표적인 지능제어방식인 Interval Type-2 퍼지논리기법에 의한 항공기 종 제어시스템을 제시하고 F-4 제트전투기의 컴퓨터 모의실험을 통해 그 효용성을 입증한다.