• 한국항공우주학회지
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• 제39권8호
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• pp.689-701
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• 2011

본 연구에서는 착빙 환경 요소와 결빙 형상 파라미터의 관계를 자가조직도와 분산분석을 활용하여 분석하였다. 결빙 형상에 영향을 미치는 외기 조건으로 자유류 속도, 대기온도, 대기중 물방울 함유량(LWC), 액적의 평균 직경(MVD)을 선정하였다. 그리고 결빙 형상의 특징이 되는 파라미터로 최대 두께, 결빙한계(Icing limit), 결빙 진행 방향, 결빙면적을 선정하였다. 자가 조직도의 결과는 결빙형상 파라미터에 관계가 있는 외기 조건에 대한 정성적인 관계를 제시하였고 분산분석의 결과는 형상 파라미터에 대한 외기 조건의 영향력의 상대적인 크기와 순위를 정량적으로 제시하였다.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 2007년도 추계학술대회 논문집
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• pp.567-568
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• 2007

• 한국항공우주학회지
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• 제32권2호
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• pp.24-30
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• 2004

• 한국항공우주학회지
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• 제31권10호
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• pp.79-88
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• 2003

전자식 비행제어 항공기의 비행제어계설계, 지상 모의 시험 및 공중 모의 비행시험에 의한 비행성 평가를 수행하였다. 전자식 비행제어 항공기는 고등훈련기 형상을 가지며, 세로축 비행제어법칙은 수직가속도와 피치 각속도 추종시스템이며, 가로/방향축 비행제어법칙은 롤 각속도 및 가로가속도 추정시스템을 채택하였다. 대상항공기의 비행운동 평가는 공중모의 시험 항공기를 활용하였으며, 비행시험결과 최대불안정 영역에서는 Level 1, 착륙 접근 영역에서는 Level 1/2의 만족할 만한 비행성 결과를 보여 본 비행제어계 설계 타당성을 입증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권6호
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• pp.83-91
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• 2006

현대의 고성능 전투기는 공력성능 및 조종성능의 향상을 위하여 대부분 세로축 방향으로 항공기를 불안정하게 설계하는 정안정성 완화 개념을 채택하고 있다. 비행제어법칙의 설계 작업은 불안정하게 설계된 항공기에 안정성을 부여하고, 주어진 비행임무에 대하여 만족스런 조종성능을 발휘할 수 있도록 비행성능을 조작하는 일련의 과정이다. 세로축 무게중심은 무장형상, 연료상태 및 착륙장치의 위치에 영향을 받으며 항공기 안정성에 많은 영향을 미친다. 따라서 무게중심의 이동은 세로축 안정도 여유에 영향을 미친다. 본 논문에서는 운용 시에 발생 가능한 최대 후방 무게중심에 대해 항공기 안정성을 해석하였고, 비행시험을 통해 최종적으로 검증하였다. 선형해석 항목은 세로축 단주기 모드 특성 및 안정도 여유에 관하여 행하였으며, 비선형 해석 항목은 단주기 모드를 해석하기 위해 세로축 가진 입력에 대한 항공기 응답특성을 분석하였다. 또한, 최대 후방 무게중심에서 수행된 고받음각 비행시험 자료를 제시함으로써 T-50 고등훈련기의 비행 안정성을 제시하였다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제32권12호
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• pp.1132-1139
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• 2008

The aim of this study is to apply shape optimization technique for the repair of aging airframe components, which may extend fatigue life substantially. Free-form optimum shapes of a cracked part to be reworked or replaced are investigated with the objective to minimize the peak local stress concentration or fatigue-damage. Iterative non-gradient method, which is based on an analogy with biological growth, is employed by incorporating the robust optimization method to take account of the stochastic nature of the loading conditions. Numerical examples of optimal hole shape in a flat plate are presented to validate the proposed method. The method is then applied to determine the reworked or replacement shape for the repair of a cracked rib in the rear assembly wing body of aircraft.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제21권7호
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• pp.638-644
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• 2020

본 연구는 항공기 하중에 따라 발생하는 균열을 가정하여 항공기 취약 구조의 수명을 분석하고 구조 보강 개선을 수행하였다. 항공기 구조의 선제적 수명 예측 및 수명 관리를 통해 구조 건전성 및 안전성을 확보하였다. 특히, 항공기 구조물 취약부위의 수명 분석을 통해 운용 하중의 영향이 큰 Bulkhead의 개선이 필요한 3부위를 선정하였다. 분석 대상 항공기의 균열크기 검사능력은 0.03inch 수준과 비교하여 임계균열크기는 취약 3부위 중 최하인 0.032inch이다. 상대적으로 검사능력 대비 임계균열크기가 매우 적어 항공기 안전을 위해 개선이 필요하다. 그리고 피로수명 해석 결과 항공기 요구 수명인 15000 운용시간 이상 대비 취약 3부위 중 최하인 약 1450 운용시간은 항공기 초기검사 및 재검사 시간의 반복 횟수를 증가시켜 비용 및 인력의 소요를 발생시킨다. 결국, 식별된 취약 3부위의 구조 보강을 통해 형상을 개선하였다. 발생 균열에 대한 구조 내성의 증가를 통해 최하의 임계균열크기가 0.13inch로 확보되어 항공기 안전성이 증가하였다. 항공기 운용 중 발생하는 균열에 대한 최하의 구조 피로수명은 >25000 운용시간으로서 요구 수명 이상으로 분석되어 균열 및 파단에 의해 발생하는 수리비용과 과도한 보강범위 보다 최적화된 개선을 수행하였다.

• 항공우주기술
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• 제11권2호
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• pp.65-72
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• 2012

프로펠러와 고양력장치를 장착한 터보프롭 항공기에 대한 실속 특성 분석을 위해 수치 해석을 수행하였다. 항공기의 실속 특성은 프로펠러와 고양력 장치의 장착 조합에 따른 형상별 전산해석 결과를 통해 정성적으로 분석하였다. 실속 특성 해석은 Spalart-Allmaras 난류 모델을 기반으로 한 3차원 Navier-Stokes 방정식 해법을 이용하였으며 프로펠러의 회전은 슬라이딩 격자기법을 이용하여 모사하였다. 분석 결과 순항 형상의 경우 동체/날개 페어링에서 주요 유동박리가 발생하며 프로펠러 후류로 인해 점차 감소함을 알 수 있었다. 고양력장치를 장착한 경우 나셀 바깥쪽에서 주요 유동박리 현상이 발생하였고 프로펠러가 회전하는 경우에도 상대속도 감소와 유효 받음각 증가로 나셀 바깥쪽 날개 부분은 조기에 실속에 잠김을 알 수 있었다. 프로펠러는 날개의 inboard에서 하강하는 회전 방향이 프로펠러 후류로 인한 실속 지연 측면에서 유리함을 알 수 있었다.

• 한국융합학회논문지
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• 제12권2호
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• pp.215-219
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• 2021

본 연구에서는 윙렛이나 샤크렛을 장착한 비행기 날개 주위에서의 유동 해석을 하였다. 윙렛이 없는 모델에서는 공기가 날개 옆으로 흐르면서 날개 끝부분에 유동이 집중되는 것을 볼 수 있다. 윙렛이나 샤크렛이 있는 경우가 윙렛이 없는 모델보다 날개 아랫부분에 생기는 압력이 넓은 영역에서 더 낮은 압력이 발생한다. 해석 결과로서, 날개 옆으로 흐르는 공기가 주 날개 위쪽으로 넘어와 회전하는 것을 볼 수 있다. 샤크렛이 있는 모델이 그 유동 속도가 가장 빨리 흐르는 것을 알 수 있다. 샤크렛이 있는 모델의 경우에는 그 최대의 유동의 전압력이 날개의 아래쪽에 분포하여 날개의 양력이 더 향상될 수 있다고 사료된다. 그리고 항공기 날개 끝부분의 형상에 따른 공기 유동에 대한 본 연구에서의 해석 결과들은 그 융합연구에 도움이 될 수 있다고 사료된다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제1회(2012년)
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• pp.45-48
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• 2012

본 연구는 인력기를 개발함에 있어서 이에 적합한 프로펠러의 형상을 설계하기 위하여 진행되었다. 인력기는 인간을 유일한 동력원으로 사용하기 때문에 적은 동력, 낮은 RPM을 가지고 비행을 하게 된다. 이에 따라 기존의 항공기와는 다른 특성 및 형상을 가지는 프로펠러 개발의 필요성이 인지되었다. 본 연구에서는 설계하고자 하는 인력기의 제원에 맞는 프로펠러의 특성을 설정한 뒤, 프로펠러의 블레이드를 수 개의 airfoil section으로 나누고, 각 섹션에 대한 공력 특성을 프로펠러 이론 및 Edison CFD를 통하여 계산 및 유추하였다. 이 계산 결과를 토대로 구한 각 airfoil section의 정보를 통하여 프로펠러의 형상을 얻어 낼 수 있었으며, 최종적으로 이를 ANSYS Fluent, CFX와 같은 상용 프로그램을 이용하여 분석함으로써 설계 전에 목표로 하였던 프로펠러의 성능에 도달하였는가를 확인할 수 있었다.