• 한국항공우주학회지
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• 제44권5호
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• pp.439-446
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• 2016

이 논문에서는 무베어링 로터의 동특성을 비회전 강성 및 진동수 측정 시험과 회전 훨타워 시험을 통해 살펴보았다. 무베어링 로터의 주요 구성품인 블레이드, 유연보, 토크튜브에 대해 강성 및 고유진동수를 측정하여 해석을 위한 물성치를 확보하였고, 훨타워 시험 전에 댐퍼와 스너버를 장착한 무베어링 로터를 조립하여 지상에서 하중이 부가되는 조건하에 기능시험을 수행하여 로터 구성품간의 간섭 여부, 기구학적 거동 등을 확인하였다. 4개의 블레이드를 가지고 회전반경이 5.82m인 무베어링 로터의 회전 동특성시험을 회전면 높이가 9.65m인 훨타워에서 수행하였다. 정지비행성능을 확인하기 위해 추력과 사용동력을 측정하였으며, 회전시 블레이드의 고유진동수 및 감쇠를 측정하기 위해 유압 가진기를 통하여 사이클릭 가진을 하였다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.133.2-133.2
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• 2012

위성체는 발사체에 탑재되어 임무수행을 위한 우주설정궤도로 이동하게 된다. 이 과정중 발사체에서 분사되는 방대한 양의 추진제, 고속 추진에 따른 페어링 외기의 동압 변화등은 위성체가 안치되어 있는 페어링 내부에 수천 Hz의 주파수 대역에 걸쳐 130 ~ 150 dB에 이르는 음장을 형성한다. 이러한 페어링 내부의 고에너지 음장은 위성체 구조물 및 탑재물의 기계적인 진동을 유발하여, 물리적인 파손을 일으키거나 주요 기능에 중대한 결합을 유발 시킬 수 있다. 이에 따라 위성체는 개발단계에서부터 소음환경에 대한 검증시험을 수행하게 된다. 지상에서의 검증시험은 잔향실과 음향 모듈레이터로 구성되어 있는 음향챔버 시스템을 이용하여 수행된다. 음향 모듈레이터는 기화된 고압의 대용량 질소가를 이용하여 발사체에서 생성되는 고 에너지의 소리를 발생하게 된다. 본 논문에서는 음향환경 시험용 음향 모듈레이터에 대한 분석, 시험을 바탕으로 작동 원리 및 음향특성 분석을 수행하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권1호
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• pp.80-88
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• 2018

한국형 발사체 지상고정 장치는 발사체 이륙시 엔진 최대 추력에서 고정을 해제 한다. 고정력을 일시에 제거하면 추진체가 탱크 내부에서 상하로 진동하는 Ka Doing a Doing a Doing Mode를 유발할 수 있으므로, 점진적으로 고정력을 제거하는 기능이 필요하다. 본 연구에서는 이를 만족하기 위해 축압기 및 파이로 밸브로 유압구동기를 작동하고 구동기내 오리피스로 속도를 제어하는 지상고정장치 유압시스템의 작동 시험을 수행하였다. 주요 설계변수 변화 의한 유압구동기 운동속도의 영향을 분석하여 이를 바탕으로 구동기 요구속도를 만족시킬 수 있는 유압구동기 설계값들을 도출하였다. 이를 통하여 최대추력에서 동작할 수 있는 발사체 지상고정 장치의 개발을 위한 공학적 기반을 마련하였다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제35권12호
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• pp.1599-1606
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• 2011

축소화된 사각형 및 패들형 블레이드, 금속재 및 복합재 허브와 같은 물리적인 축소형 형상의 변화에 따른 실물크기 무힌지 로터의 하중특성에 대하여 연구하였다. 이를 위하여 축소형 로터 모델을 활용한 정적시험, 지상 및 풍동시험을 수행하였다. 정적시험은 구조강성 및 관성특성, 고유진동수 및 감쇄율을 확인하기 위해 수행하였으며, 지상 및 풍동시험은 정지 및 전진 비행조건에서 안정성 및 공력특성을 확인하기 위해 수행하였다. 시험결과에 따르면, 동일한 조건에서 축소형 복합재 허브와 패들형 블레이드를 결합한 경우가 수직하중이 더 높았다. 축소형 복합재 허브와 패들형 블레이드가 결합된 형태가 금속재 허브의 결합된 형태보다 패들형 블레이드의 운동을 더 유연하게 구속하고 있음을 확인할 수 있었다.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2012년도 제43회 하계 정기 학술대회 초록집
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• pp.131-131
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• 2012

압전재료는 그 특성상 항공우주분야에서 활용범위가 넓어지고 있는데, 특히 진동제어 분야에 널리 이용되고 있다. 최근에는 위성카메라의 영상 품질개선을 위한 구동기(actuator) 연구도 진행 중이다. 그러나 위성체가 작동하는 우주환경인 고진공상태에서는 각 부품에서 발생할 수 있는 outgassing으로 인해 위성체가 오염되어 위성임무 실패를 초래할 수도 있다. 따라서 지상에서 위성체 부품에 대해 고온($60^{\circ}C$)과 고진공(5.0 E-03 Pa 이하)의 상태를 모사하여 오염물질을 제거함으로써 outgassing 발생을 막고, 오염근원을 검출할 수 있는 bacuum bake-out 시험이 필요수적이다. 압전체의 위성부품 활용성 연구를 위하여 bake-out 챔버를 이용하여 오염측정에 관한 연구를 수행하였다. Vacuum bake-out 시험시에는 TQCM을 사용하여 발생하는 오염물질의 방출률을 측정한다. 아울러, 압전체에 대한 시험 전후의 압전특성을 비교 분석하여 진공 및 온도 환경하에서의 특성 변화를 관찰하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제16권1호
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• pp.79-88
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• 1999

인공위성은 로켓을 이용하여 궤도에 진입하며 발사과정 중 진동, 가속, 충격, 소음 등과 같은 극심한 발사환경을 경험하므로, 이와 같은 발사조건에 견딜 수 있도록 설계/제작 되어야 한다. 본 논문에서는 우리별 3호 비행모델의 구조체에 대해 소개하고, 발사과정에서 겪게 되는 환경을 지상에서 시험한 발사환경시험의 과정과 결과를 소개하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권3호
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• pp.181-192
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• 2022

헬기의 능동진동제어시스템(AVCS)은 주로터로부터 발생되는 진동을 제어하며, 수동형 진동저감장치 대비 저중량으로 우수한 진동저감 성능을 발휘한다. 본 논문에서는 FxLMS 알고리즘을 기반으로 타코미터 및 가속도 센서 신호를 통해 연산된 제어명령을 하중발생기(CFG)로 전달하여 소형민수헬기의 진동을 제어하는 소프트웨어 개발 및 검증 내용을 제시하였다. DO-178C /DO-331 표준에 따라 모델 기반 설계 기법을 통해 진동제어 소프트웨어를 개발하였으며, PILS 및 HILS 환경에서 실시간 작동 성능을 평가하였다. 특히, PILS 환경에서는 LDRA 기반 검증 커버리지를 통해 소프트웨어의 신뢰성을 향상시켰다. AVCS를 소형민수헬기에 적용하기 위해 지상/비행시험을 통해 대상 헬기 동적응답특성 모델을 획득하였다. 이를 기반으로 시스템 최적화 분석 및 비행시험을 통해 최적 성능을 발휘하는 AVCS 형상을 결정하고, STC 인증을 획득하였다.

• 한국항공운항학회지
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• 제25권3호
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• pp.35-43
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• 2017

Research for solar-powered high altitude long endurance(HALE) UAV was conducted by Korea Aerospace Research Institute(KARI), and the EAV-3 with 19.5m wing span was developed. For HALE flight, aircraft should be lightly designed. Especially, airframe structure that accounts for a large portion of the total weight of aircraft should be lightweight. In this paper, development process of airframe structure for solar-powered HALE UAV, EAV-3, is described briefly. Domestic developed T-800 grade CFRP(Carbon Fiber Reinforced Plastic) composite material with high modulus and strength was used to design main load carrying structures. Flightloads analysis that takes into account large structural deformation was carried out. Stress and flutter analyses for airframe structure sizing were conducted. Static strength test for main wing and aircraft ground vibration test were conducted successfully and structural integrity was secured.

• 한국추진공학회지
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• 제8권2호
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• pp.73-84
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• 2004

로켓모터의 성능을 확인하기 위해 지상에서 연소시험을 수행하여 추력, 압력, 온도. 그리고 변형률 등 필요한 데이터를 계측하지만 측정된 추력은 시험대 동특성으로 인해 실제 추력과는 달리 과도진동이 포함된 왜곡된 형태를 나타낼 수 있다. 이러한 경우에는 추력 최대치나 추력 상승시간 등 로켓모터의 성능을 결정하는 값들의 정확한 값을 얻지 못할 수 있다. 따라서 본 논문에서는 이러한 추력 왜곡 현상의 원인을 분석하고 그 문제점을 해결하기 위한 이론적인 방법을 제안한다. 또한 제안된 방법을 가상 시험대에 적용하여 제안한 방법의 적용 가능성을 확인하고, 차후 실험 데이터를 이용한 추력 추정의 기본적인 방향을 제시하고자 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제8권4호
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• pp.9-15
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• 2004

지상연소시험 후 측정된 추력은 시험대의 동특성으로 인해 실제 추력과는 달리 과도진동이 중첩되어 왜곡된 형태를 나타낼 수 있다. 본 연구에서는 왜곡된 추력을 보상하기 위해 측정된 추력만을 이용해 로켓모터의 실제 추력을 계산하는 방법을 제안하였고, 제안한 방법을 실험을 통해서 얻은 데이터에 적용하여 타당성을 입증하였다. 먼저 시험대 운동방정식을 이산시간 데이터 해석에 적합하도록 차분식으로 근사시키고, 시험대 특성 파라메타를 대수감소율 방법을 이용해 추정하였다. 그리고 측정추력과 추정한 시험대 파라메타 정보를 이용하여 시험대 변위를 계산한 후 차분식에 적용하여 실제추력을 계산하였다. 결과, 측정된 추력 이외에 다른 물리량을 측정하지 않고서 단지 측정된 추력 데이터만을 이용하더라도 시험대 과도응답이 제거된 실제 추력을 계산할 수 있었다.