• 항공우주시스템공학회지
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• 제9권2호
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• pp.25-33
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• 2015

Global market of unmanned aircraft(UA) is rapidly expending based on the versatile and efficient utility of the UA. Domestically many industries, universities and research institutes are trying to do research and development of the UA in various angle of aspect. In spite of these effort, all the participants of research and development of the UA has been suffering the difficulty of acquiring the airspace around vicinity of Goheung airfield for the flight test of UA. Although the current procedure of execution of the flight test of UA is set after acquiring the airspace by applying the NOTAM(Notice To Air Man) to the Ministry of Land, Infrastructure and Transport(MLIT) at least 7 days before the flight test and commencing with the publication of the NOTAM by MLIT, if the flight test is carried out as planned, changing or reapplying the NOTAM expends mort time and makes difficulty often. Therefore it is needed that a restricted airspace for the flight test of UA is established and make all the executioner of flight test uses the exclusive airspace without limitation. This research proposes the restricted airspace with short term and long term establish requirement of airspace separately. The short term requirement has been established with the airspace of 10 nm radius and 8,000 ft altitude in which the requirements of flight test can be carried out more than 90% without needs of supplement of the additional airspace. The long term has been established within the airspace of 30 nm radius which is the maximum Radio Line Of Sight(RLOS) and 8,000 ft altitude with exclusion of current air way, airport control area, approaching corridor to the airport, existing restricted area(RA) and Military Operating Area(MOA) for the purpose of minimizing inconvenience of the other airspace user. Once establishing the exclusive airspace for the flight test of UA, research and development of industries, universities and research institutes will be more vigorous and contributes to the national economy.

• 응용통계연구
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• 제27권7호
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• pp.1077-1095
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• 2014

관찰연구를 이용하여 인과관계를 추론할 경우 무작위 통제시험과는 달리 교란변수로 인한 편향을 제어하기 위한 통계적 전략이 필요하다. 최근에는 성향점수(propensity score) 를 이용한 짝짓기나 원인변수의 역확률을 가중치로 사용하는 주변구조모형이 제안되어 사용되고 있다. 이러한 인과관계 추론은 처치(treatment)가 명확히 주어진 경우에 교란변수를 통제하고 그 처치가 결과에 미치는 영향을 평가하는 방법에 초점이 맞추어져 있다. 하지만 기존의 방법의 경우 원인변수인 처치가 직접관측이 가능한 범주형 변수이고 결과변수 또한 직접관측이 가능한 변수인 경우에만 사용할 수 있는 한계를 갖고 있다. 본 연구에서는 원인변수인 처치와 결과변수의 결괏값의 직접적인 관측이 어려운 경우, 측정오차를 고려한 잠재범주모형(latent class analysis)의 변수로 모형화 함으로써 잠재범주 간의 원인적 영향력을 추정하는 방법을 제시하고자 한다. 그리고 미국의 The National Longitudinal Study of Adolescent Health 자료를 이용하여, 약물사용의 잠재범주에 대한 청소년기의 비행(delinquency)이라는 잠재범주의 원인적 영향력을 추정하였다.

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

• 융합보안논문지
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• 제19권4호
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• pp.97-105
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• 2019

니콜라 테슬라에 의해 항공기의 무선제어 가능성이 제시되면서 출현한 무인항공기는 제 1, 2차 세계대전을 통해 항공력의 급속한 발전과 함께 군사, 방산용으로 사용하게 되었다. 2000년대, 무인항공기의 분야가 촬영, 배송, 통신 등 민간분야까지 확대됨에 따라 여러 서비스와 융합되어 활용되고 있다. 하지만, 최근 무인항공기 시스템에서의 통신이나 무인항공기 자체의 보안 취약점을 이용하여 GPS 스푸핑, 전파 교란 공격 등을 시도하는 보안사고가 발생하고 있다. 이에, 안전한 무인항공기의 도입을 위하여 국내에서는 자체 무인항공기 검증 제도인 감항 인증 제도가 마련되었다. 그러나 감항 인증 제도는 무인항공기의 보안성보다는 시험 비행, 설계 및 물리적 구조의 안전성과 인증하는 쪽에 초점이 맞추어져 있다. 보안성 높은 안전한 무인항공기의 도입을 위해 본 논문에서는 무인항공기 시스템 모델을 제안하고 데이터 흐름도를 작성하였다. 작성한 데이터 흐름도를 바탕으로 무인항공기 시스템에서의 위협을 도출하였고, 도출한 위협을 방지할 수 있는 보안기능요구사항을 개발하였다. 제안한 보안기능요구사항을 통해 향후 무인항공기의 안전한 도입을 위한 앞으로의 평가, 검증 기술의 발전 방향을 제시한다.

• 한국전자파학회논문지
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• 제29권9호
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• pp.735-738
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• 2018

항공용 안테나 하이브리드 모노펄스 레이다 시스템을 이용하여 지상 이동표적 탐지 시, 표적의 방위각 정확도는 시스템 내 채널 간 위상 불균형에 따른 모노펄스 기울기 추정 정확도에 지배적으로 영향을 받는다. 본 논문에서는 안테나와 180도 하이브리드의 물리적 길이 차이에 의한 위상 불균형을 효과적으로 보상할 수 있는 방법을 제안 하였다. 비행시험을 통하여 제안된 방법의 성능을 검증한 결과, 보상 전보다 유의한 성능개선 효과를 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권2호
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• pp.68-73
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• 2011

소형위성발사체 (KSLV-I)의 발사 준비에는 다양한 규격의 질소 가스 및 초저온 액체 질소가 소요된다. 발사대 질소 공급 시스템은 고압의 질소 가스 생성, 추진제 충전 후 발사 대기 중인 발사체의 보호를 위한 공간 퍼지용 질소 가스 생성, 연료 및 산화제의 냉각을 위한 액체 질소 공급 기능을 수행하기 위하여 개발되었다. 대기 환경 조건에 따라 열전달 특성이 민감하게 변화하는 대기식 기화기의 운용 불안정성을 제거하기 위해 기화기의 병렬 설치 및 교대 운용 절차를 도입하였다. 이를 통하여 기후 조건에 상관없이 항시적으로 운용이 가능한 시스템을 개발하였으며, 소형 위성 발사체의 비행 시험을 위한 발사대 운용을 성공적으로 수행하였다.

• Journal of the Korean Academy of Child and Adolescent Psychiatry
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• 제2권1호
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• pp.43-48
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• 1991

입시병이란 진로선택의 갈등이나 시험불안, 입시실패에 대한 예기불안이 복합적으로 작용하여 생긴 일종의 불안장애인데 입시 자체가 정신장애를 일으키기 보다는 입시라는 정신사회적 스트레스로 인해 내재해 있던 문제가 표면화되고 악화되는 것이다. 흔한 ${\cdot}$ 증상으로는 두통 피로 현기증 식용부진 시력장애 기억력장애 불면증등의 정신생리적 신체증상, 우울절망감, 불안등의 정서장애가 동반되며 심할 경우 잠재해 있던 정신병리가 활성화되어 정신증을 유발하는 등 다양한 형태의 복합적 증상을 나타낸다. 이외에 넓게 원인적 측면에서 볼 때 학업포기, 등교거부, 가출, 비행, 약물남용, 자살등의 청소년 문제를 야기시킨다. 임상에서 이러한 환자를 치료하는데 있어 수험생이라는 특수상황을 고려하여 되도록 단기간에 치료에 대한 저항을 줄이며 환자의 핵심문제를 파악하는 것이 치료의 관건이라 하겠다. 따라서 이러한 목적의 일환으로 임상양상에 따라 입시병을 1) 불안초조형, 2) 공허형, 3) 절망형, 4) 탈진형, 5) 권태형으로 분류하였으며 각 아형의 대표적 증례를 통하여 구체적 치료방안을 제시하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제16권1호
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• pp.1-7
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• 2012

본 연구에서는 쿼드로터형 비행체 개발을 위한 선행연구로서 1축 자세 제어장비를 개발하고, 시뮬레이션과 실험을 수행하였다. 두 개의 모터와 프로펠러로 구성된 시소형 1축 자세 제어장비가 제작되었고, 추력 시험을 통해 공력 파라메터를 도출하였다. Matlab/Simulink를 이용하여 시스템의 응답을 추정하였고, 자세 센서와 자세 제어 컴퓨터를 탑재하여 실험을 수행하였다. 시뮬레이션과 실험 데이터를 비교하여 실험 시 발생하는 정상상태 오차에 대한 원인을 파악하고, 사용된 자세알고리즘과 자세 제어 컴퓨터에 대한 성능 검증하였다. 본 과정을 통해, 쿼드로터형 무인항공기 자세 제어를 위한 선행 필수 기초자료를 획득하였다.

• 한국통신학회논문지
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• 제17권6호
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• pp.580-588
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• 1992

비행물체에 대한 레이다의 추적 및 탐색거리를 축소시키는 전자방어책의 일환으로 물리적, 기계적 특성이 우수한 전자파 흡수층을 제작하기 위해서 플라즈마 용사방삭을 이용하였다. 이 코팅층은 종래의 M/W흡수층 제작에 사용하던 도전재료인 탄소대신에 탄화규소를, 자성손실재료로는 Ni-Zn ferrite를, 그리고 보지재를 사용하는 대신에 이들 재료분말을 기계적으로 혼합하여 플라즈마 용사코팅으로 모재 표면에 직접 흡수층이 형성되도록 했다. X-band(8~13 GHz)레이다용 탄화규소-페리이트 전자파 흡수체를 실험적으로 설계하고 시험제작하여 전기적 특성을 평가한 결과, -6dB(M/W 에너지 흡수율 75%)의 반사량을 허용한도로 했을경우 약 7.6~8.4%의 대역폭이 얻어졌으며, 최대 흡수두께가 0.5~0.55mm로 매우 양호한 박층형 전자파 흡수체가 얻어졌다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권1호
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• pp.29-36
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• 2008

APU 가스터빈에 적용되는 연료노즐의 분무특성을 확인하였다. 분무시험은 항공기의 비행조건에 따라 4개의 작동조건에 대하여 수행하였으며 각 분무조건은 지상에서의 무부하 및 통합부하 조건과 고도 20,000 feet에서의 무부하 및 통합부하에 대해서 실험을 수행하였다. 분무특성은 레이저 빔을 이용한 가시화와 PDPA 시스템을 이용하여 SMD 및 속도측정을 수행하였으며 노즐출구에서 $20{\sim}100\;mm$지점에서 측정하였다. 연구결과 20,000 feet 무부하 조건의 경우 $90{\sim}95\;{\mu}m$ 정도의 SMD를 나타내었고 지상무부하의 경우 약 $60{\sim}75\;{\mu}m$로 측정되었으며 20,000 feet 통합부하의 경우 약 $55{\sim}65\;{\mu}m$ 지상 통합부하의 경우 $30{\sim}70\;{\mu}m$의 값을 나타내었다. 20,000 feet 무부하의 경우 화염 불안정이 발생할 가능성이 있으므로 연료분무입자의 크기를 감소하는 다양한 노력이 요구된다.