• 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.

• 항공우주기술
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• 제11권2호
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• pp.158-163
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• 2012

구형비행체는 기존의 항공기와 달리 비행체가 원형 프레임으로 보호되는 구조로 되어있다. 항우연에서 개발중인 본 비행체(Flying Ball)는 수직이착륙 및 정지비행이 가능한 배터리로 구동되는 프로펠러를 장착하고 있으며 실내외에서 운용이 가능하도록 개발이 진행중이다. 최종적으로는 자율비행이 가능토록 하여 정찰용이나 감시용으로 활용할 수 있도록 할 예정이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권12호
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• pp.1173-1183
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• 2009

스마트 무인기 익형 주위의 유동 구조를 파악하고 이를 바탕으로 synthetic jet을 이용하여 정지 비행 모드에서의 수익하중 감소 여부를 파악하였다. 스마트 무인기의 실제 비행 모드에 대하여 유동 구조를 분석하여 앞전 및 뒷전에서 발생하는 와류에 의해서 수익 하중이 크게 증가함을 밝혔다. 이에 앞전과 뒷전에서 발생하는 유동의 박리를 제어하기 위하여 0.01c, $0.3c_{flap}$, $0.95c_{flap}$ 위치에 jet을 위치시켰다. 또한 무차원 주파수(F+)의 변화에 따른 유동 구조 변화와 항력 감소율을 알아보았다. 그 결과, 와류의 유동 구조를 변화시켜 앞전과 뒷전에서 발생하는 거대한 와류의 박리 주기를 짧게 하고 와류의 크기를 감소시켜 정지 비행 모드에서 수익 하중을 효과적으로 감소시킬 수 있었다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제40권4호
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• pp.343-352
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• 2016

멀티로터 비행체는 여러 개의 로터로 이루어진 무인 비행로봇으로서, 로터의 개수에 따라서 트라이로터, 쿼드로터, 헥사로터, 옥토로터 등으로 나누어 진다. 멀티로터는 수직이착륙 및 정지비행과 같은 높은 기동성으로 인하여 다른 무인 비행로봇에 비하여 험준한 산학지역 및 건물이 밀집되어 있는 도심과 같은 지역의 정찰 및 감시 등 여러 응용분야에 유용하게 활용될 수 있다. 하지만, 멀티로터는 불확실한 외부 환경 및 외란의 영향에 쉽게 노출될 수 있어 강건한 자세 및 비행제어 기법의 적용을 필요로 한다. 본 논문에서는 강인제어기법 중 하나인 슬라이딩 모드제어기를 설계 및 임베디드 알고리듬을 구현을 통하여 실시간 실내 비행실험을 위한 시스템을 구성하고, 실시간 위치제어 및 자세 안정화에 대한 실내 비행실험을 수행하였다. 특히, 불확실한 외부환경에 대한 강건한 비행특성을 검증하기 위하여 외란을 삽입하여 비행시험을 통해 성능을 검증하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권1호
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• pp.79-79
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• 2004

액체추진로켓 엔진의 추진제 공급 배관은 비행 중 비상상황에 따른 엔진 정지 및 비행종료 후의 엔진 정지 시에 밸브의 급격한 차단에 따라 수격현상이 발생한다. 따라서 추진제 공급배관 및 밸브는 이러한 압력에 견딜 수 있게 설계되어야 한다. 또한 무게를 줄여야 하기 때문에 정확한 최대압력을 예측하여 설계하는 것이 필요하다. 일반적으로 배관의 수격현상은 밸브의 개폐 시간에 가장 큰 영향을 받는 것으로 알려져 있다. (중략)

• 한국전산유체공학회지
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• 제13권4호
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• pp.45-49
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• 2008

The present paper describes the results of performance analysis for UH-60A rotor blade in hover. For the numerical simulations, commercial CFD software, FLUENT was used with Spalart-Allmaras turbulence model. The flow solver was based on node based scheme and second order spatial accuracy options was used for simulations. For the enhancement of wake capturing capability, high resolution grid was used around tip vortex region. Granting that somewhat over-prediction of thrust was observed near blade tip region, performance was well correlated with experimental data within 3% accuracy in the operating region. Finally it was shown that the present flow solver can be used as a preliminary performance analysis tool for hovering helicopter rotor blades.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2007년도 추계 학술대회논문집
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• pp.73-76
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• 2007

The present paper describes the results of performance analysis for UH-60A rotor blade in hover. For the numerical simulations, commercial CFD software, FLUENT was used with Spalart-Allmaras turbulence model. The flow solver was based on node based scheme and second order spatial accuracy options was used for simulations. For the enhancement of wake capturing capability, high resolution grid was used around tip vortex region. Granting that somewhat over prediction of thrust was observed near blade tip region, performance was well correlated with experimental data within 3% accuracy in the operating region. Finally it was shown that the present flow solver can be used for preliminary performance analysis tool for hovering helicopter rotor blades.

• 한국항공운항학회:학술대회논문집
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• 한국항공운항학회 2004년도 추계학술발표대회 논문집
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• pp.279-284
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• 2004

• 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.

• 우주기술과 응용
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• 제2권2호
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• pp.67-80
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• 2022

최근의 우주개발기술 선진국들은 우주의 평화적 이용이라는 보편적 가치를 넘어서 자국의 이익을 극대화하기 위한 발판으로 우주의 전략적 활용에 더욱 더 집중하고 있으며, 조기경보 위성과 같이 지상에서 발사된 화염 정보를 이용하여 우주로 발사된 발사체의 실시간 감시와 궤적 추적 기능 등을 담당하는 위성들을 지속적으로 개발해 오고 있다. 본 연구에서는 이러한 조기경보 위성에서 발사체의 궤적을 실시간으로 추정할 수 있는 알고리즘을 진화연산이라는 인공지능 기법을 적용하여 제안하고, 이러한 비행 궤적 추정 알고리즘을 비행 궤적 추정 시스템의 시뮬레이터를 통하여 임의의 발사체 비행 궤적에 적용함으로써 제안된 방법의 성능과 특징을 입체적으로 확인하고자 한다.