• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.33 no.2
• /
• pp.98-105
• /
• 2005

This paper presents the result of the aeroelastic stability test of the small-scaled hingeless hub system with composite paddle blades in hover and forward flight conditions. Excitation tests of hingeless hub system installed in GSRTS(General Small-scale Rotor Test System) at KARI(Korea Aerospace Research Institute) were carried out to get lead-lag damping ratio of blades with flexures as hub flexure. MBA(Moving Block Analysis) technique was used for the estimation of lead-lag damping ratio. First, blades with metal flexures, then with composite flexures of the same dynamic properties of rotor system as metal one were tested. Tests were done on the ground and in the wind tunnel according to the test conditions of hover and forward flight, respectively. Composite flexures were found to have better damping characteristics over metal ones in the non-rotating vibration test, and it was confirmed that the use of composite flexures would give observable improvement in aeroelastic stability compared to metal ones in all test conditions.

• Aerospace Engineering and Technology
• /
• v.1 no.1
• /
• pp.163-172
• /
• 2002

The turbine system composed of a nozzle and a rotor is used to drive turbopumps while gas passes through the nozzle, potential energy is converted to kinematic energy, which forces the rotor blades to spin. In this study, an aerodynamic design of a turbine system is investigated using compressible fluid dynamic theories with some pre-determined design requirements (i.e.,pressure ratio, rotational speed, required power etc.) obtained from a liquid rocket engine (L.R.E.) system design. For simplicity of a turbine system, impulse-type rotor blades for open type L.R.E. have been chosen. Usually, the open-type turbine system requires low mass flow rate compared to the close-type system. In this study, a partial admission nozzle is adopted to maximize the efficiency of the close-type turbine system. A design methodology of the a turbine system has been introduced. Especially, a partial admission nozzle has been designed by means of simple empirical correlations between efficiency and configuration of the nozzle. Finally, a turbine system design for a 10 ton thrust level of L.R.E is presented.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.44 no.1
• /
• pp.88-97
• /
• 2016

A closed loop thermal control system simulates space thermal environment to verify the satellites' functionality in extremely cold/hot temperature. It is composed of a cryogenic blower, thermal shroud, heater, cryogenic valves. This paper presents an overview of closed loop thermal control system's design parameter and test results for control parameter. A capacity of blower is calculated through energy balance equation and an advantage/disadvantage for a shroud material and a type was analysed. The thermal control system is controlled by a constant density of fluid in the system. A requested performance of closed loop thermal control system was verified by measuring a homogeneity and stability of shroud through control parameter such as density and RPM of blower.

• Journal of Aerospace System Engineering
• /
• v.17 no.4
• /
• pp.126-132
• /
• 2023

Recently, the consideration of eco-friendly technology to reduce greenhouse gas is being emphasized in the aviation field. Various studies for applying electro-mechanical actuators that control mechanical linear and rotational movements using electricity as the primary power source are in progress. In this study, the fatigue analysis of the electro-mechanical actuator for the front wheel steering of a single aisle aircraft was carried out. A unit load stress table was constructed for the vulnerable part selected through structural analysis, and the representative stress for each load profile was calculated using the unit load stress table constructed for the vulnerable part. Then, individual profiles of representative stress group were extracted from continuous load profiles by applying the rainflow counting method. The damage of each profile was calculated by applying the S-N diagram. Finally, the total damage in the vulnerable parts was calculated by the linear cumulative damage law, and the fatigue life of the electro-mechanical actuator for the front wheel steering of a single aisle aircraft was evaluated.

• Journal of the Korea Academia-Industrial cooperation Society
• /
• v.20 no.6
• /
• pp.134-141
• /
• 2019

This paper is a study on design improvement of rotorcraft horizontal stabilizer. The rotorcraft horizontal stabilizer stabilizes the behavior of the pitch, yaw, etc. from the aircraft. Because of this role, horizontal stabilizers are a major component (Flight Safety Part) that affects flight safety on rotorcraft. However, when the rotorcraft was operated in domestic, cracks were found in the inner structure of the horizontal stabilizer and design improvement was needed. In this paper, we identified the two causes of the horizontal stabilizer crack defects through fracture analysis and structural analysis. The first is the tightening torque when the bolt is tightened, and the second is the lead-lag behavior of aircraft. In order to improve these two causes, bolt fastening method, flange structure and thickness were changed and composite ring was applied. In order to verify the design improvement, the structural analysis was performed and the structural strength was improved. Also Fatigue analysis of the internal structure (Rib 1) was performed and it was confirmed that the requirements were satisfied.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
• /
• v.40 no.1
• /
• pp.44.2-44.2
• /
• 2015

운동학적으로 측정된 질량과 측광으로 측정된 질량이 불일치하는 질량 불일치 문제는 현대천문학의 중요한 문제이다. 현재 이러한 질량 불일치에 대한 두 가지 해결책이 제시 되었다. 하나는 현대 표준우주론인 ${\Lambda}CDM$ 패러다임의 핵심 요소인 암흑물질, 다른 하나는 Milgrom에 의해 제시된 수정된 뉴턴역학(Modified Newtonian dynamics: MOND)이다. 두 방법에 대한 많은 연구가 진행되었는데, 최근 연구 결과에 의하면 나선형 은하의 회전속도 윤곽은 MOND와 잘 부합한다. 여기서 우리는 타원형 은하의 속도분산 윤곽을 분석한다. 속도분산 비등방성의 다양한 가정 하에 거의 구형인 2000여개의 SDSS 은하들의 예측되는 속도분산 윤곽을 계산하고, 이들로부터 얻어진 속도분산 기울기 분포를 15개의 $ATLAS^{3D}$ 구형 은하들의 관측된 분포와 비교하였다. 잘 정의된 하나의 interpolation function을 사용하는 MOND 모형에 의해서 단지 관측된 은하의 항성 질량 분포만으로 관측된 속도 분산 윤곽의 기울기 분포가 잘 설명되었다. 이러한 결과는 표준 패러다임의 경우 관측된 속도 분산 윤곽을 설명하기 위해 개별적인 암흑물질의 양과 밀도 윤곽을 필요로 한다는 점에서 주목할 만하다. 향후 타원형 은하들의 개별적 속도분산 윤곽을 정밀하게 분석하는 것이 매우 유용할 것으로 판단된다.

• Journal for History of Mathematics
• /
• v.27 no.1
• /
• pp.59-66
• /
• 2014

This interdisciplinary study explores G$\ddot{o}$del's hermeneutics of the relationship between relativity theory and idealistic philosophy in terms of time. For G$\ddot{o}$del, Einstein's contribution to the physical realization of idealistic philosophy would be remarkable. We start with a historical background around G$\ddot{o}$del's paper for Einstein(1949a). From the perspective of G$\ddot{o}$del's cosmology, the second part addresses the relative nature of time, and the next then investigates the rotating model of universes. G$\ddot{o}$del's own results show that the temporal conditions of relativity and idealistic philosophy are satisfiable in the mathematical model of rotating universes. Thus, it could be asserted to travel into any region of the past, present or future, and back again.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2002.04a
• /
• pp.82-83
• /
• 2002

궤도상에 올려진 위성들은 인형의 궤도 운행을 하게 된다. 그러나 지구가 완전한 구형이 아니고 태양과 달의 인력이 작용하여 위성에 섭동이 발생하게 된다. 그리고 무중력 상태의 우주이므로 태양풍이나 미세 운석 그리고 위성체 내부의 가스 누출이나 내부의 토크 변화에 의해 위성 자세에 조금의 변동을 야기한다. 통신 위성의 경우 지상의 한 지점을 계속 향하고 있어야 하므로 정기적인 자세제어가 필요하다. 위성의 섭동에 의해 EWSK(East-West station keeping)나 NSSK(North-South station keeping)를 하기 위해 추력 모델은 단일 $\Delta$$\upsilon$기동이나 회전 세차 운동(spin precession maneuver)을 지원해야 한다. 위성은 주어진 임무를 수행하는데 필요한 $\Delta$$\upsilon$기동을 위해 적절한 성능의 추력기와 임무기간 동안 사용할 적절한 양의 추진제를 탑재하고 있다. 지상에서 필요한 임무를 수행하기 위해 위성에 지령을 하였을 때, 추력기가 정상작동을 하였는지 그리고 잔류 추진제가 어느 정도 인지를 정확히 알 수 있어야 한다.

• Proceedings of the KIEE Conference
• /
• 2005.07d
• /
• pp.2628-2630
• /
• 2005

원자력 발전소는 증기발생기에서 생산된 고온, 고압의 증기를 사용하여 발전기와 직결된 터빈을 돌려 전기를 생산한다. 대용량 회전체인 터빈은 터빈제어 시스템에 의해 적절한 회전수로 제어되고, 보호 장치에 의해 예기치 못한 위험한 상태로부터 보호되고 있다. 이 보호 장치는 어떠한 상황에서도 터빈을 안전하게 보호할 수 있도록 정확하게 동작하여야 한다. 발전소에서는 이러한 장치의 중요성 때문에 운전 중에도 이 장치의 정확한 동작과 기능을 확인하기 위한 주기적인 시험을 하고 있다. 이 논문에서는 장기간 사용으로 전자 제어카드가 노후 되고 고장 시 대체할 수 있는 예비품의 확보가 어려워 신뢰성이 저하된 원자력 발전소의 기존 아날로그형식의 터빈제어시스템과 보호 장치를 내고장성 디지털형식으로 개발하여 현장에 적용하기 전에 실시한 제어시스템 및 보호 장치 시험과 그 결과를 소개하고자 한다.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
• /
• 2000.02a
• /
• pp.42-42
• /
• 2000

진공장비 내에서 사용되는 베어링에 있어서 그리이스나 오일은 중기압이 높아 장치내 진공도 저하뿐 아니라 처리되는 부품에 오염을 초래하게 되므로 많은 경우 진공 환경용 베어링은 전동면 또는 마찰면에 마찰계수가 매우 낮은 박막을 형성시켜 윤활을 실현한다. 진공용 베어링이 사용되는 곳은 인공위성의 안테나, 태양전지 전개 기구 및 회전부 등 우주항공 분야를 비롯하여, 상업적으로는 X-ray 발생장치, 반도체 등 전자소재 제조 장치의 구동부 및 각종 진공 증착 장치 등에 널리 사용되고 있다. 이러한 진공용 베어링은 일반 베어링의 수 천배에 달하는 고가로 그간 전량 수입에 의존하여 왔으며 근래에는 국내 전자 산업의 발전과 더불어 그 수요가 폭발적으로 증가하여 수입 비용의 부담도 크게 늘고 있다. 당사에서는 진공에서의 각종 요구특성에 대응한 베어링으로 연질금속계(Ag. Au, Pb) 황하물계(Mos2), 폴리머계(PTFE) 의 윤활 막을 코팅한 진공용 베어링을 개발하여 공급능력을 갖추었기에 이의 특징 및 용도를 소개하고자 한다.