• 항공우주기술
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• 제5권2호
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• pp.27-36
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• 2006

본 논문에서는 차세대 블레이드인 NRSB-lM과 NRSB-2M의 성능시험 절차 및 결과에 대해 기술하였다. 축소 블레이드 성능시험으로 공력 성능 시험과 소음 시험을 수행하였다. 공력 성능시험은 회전발란스를 이용하여 로터 추력 및 토오크를 측정하였고, 소음 측정시험은 마이크로폰을 이용하여 1.64D 위치에서 소음을 측정하였다. 측정된 성능 데이터는 무차원화하여 분석하였고, 두 블레이드 결과를 서로 비교하여 NRSB-2 블레이드가 더 좋은 블레이드 임을 확인하였다.

• 항공우주산업기술동향
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• 제5권1호
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• pp.25-31
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• 2007

헬리콥터와 같이 비행 중 고장 또는 작동 불능 시 대처가 용이하지 않고 대형의 참사로 이어지는 비행체에 대해서는 안전이 최우선으로 고려되어야 한다. 미국의 국가교통안전위원회에서는 1963년부터 1997년까지 34년간 민간부문의 회전익기의 사고를 조사하여 분석한 바 있다. 본 논문은 터빈엔진 헬리콥터의 사고 동향을 파악하여 헬리콥터 안전 운항에 기여하고, 또한 한국형 중형 민수헬기를 개발하기에 앞서 주요 설계요소를 고려하기 위하여 NTSB에서 미국의 민수용 단발 및 쌍발 터빈 엔진 헬리콥터 사고에 대하여 유형별로 집계, 조사한 결과를 인용하여 전반적인 사고 경향, 사고 유형 또는 원인, 활동별, 운용 단계 별에 사고에 대하여 심층적으로 비교, 분석하였다.

• 항공우주기술
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• 제10권2호
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• pp.74-81
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• 2011

비정렬 중첩 격자에 기반한 수치기법을 사용하여 훨타워에서 회전하는 로터 블레이드 공력 수치해석을 수행함으로써, 지면 효과에 대해 고찰하였다. 훨타워 주위의 건물에 의한 블레이드 공력 특성 변화도 고려되었다. 계산 결과는 정지 비행 성능특성에 대해 훨시험 결과와 비교하여 일치함을 확인하였다. 또한 지면효과가 없는 조건의 해석결과 및 모델식 값과 비교함으로써 지면효과를 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권8호
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• pp.789-797
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• 2009

자이로의 불감응영역은 외부 회전이 인가되고 있음에도 불구하고 이를 감지하지 못하는 영역을 말한다. 본 논문에서는 모델링/시뮬레이션을 이용하여 불감응영역의 원인을 분석하고 불감응영역을 제거하기 위해 디지털 펄스 디더링 기법을 도입하였다. 900m 광섬유를 적용한 3축 자이로 시스템으로 시험한 결과, 디더 진폭, 주파수, 그리고 자이로 루프이득의 조합에 의해 불감응영역이 효과적으로 제거될 수 있음을 확인하였다.

• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.170-176
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• 2008

고체모터 추력제어를 위한 플렉시블 셀 개념 설계를 수행하였다. 개념 설계를 통해 플렉시블 씰의 구동 점 위치, 플렉시블 씰의 형상, 고무 및 보강재 소재를 결정하였으며, 연소가스로부터 플렉시블 씰을 보호하기 위한 적절한 열 차폐 시스템을 선정하였다. 플렉시블 씰의 회전 중심은 노즐 후방에 위치하며, 단면 형상은 원뿔형 으로 설계하였다. 노즐의 구동 토크를 만족하기 위해 고무의 전단 계수는 약 0.6MPa 이하가 되도록 개발 하였으며, 전단 응력은 2.5MPa 이상이다.

• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.254-262
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• 2008

틸트로터 기술이 항공기 주요 제작사와 정책 입안자 그리고 대중매체의 뜨거운 논쟁주제가 되어온 지도 수 십 년이 지났다. 그러한 주제에 대해서 공식적인 조사와 객관적인 방법에 의해 답변이 되어졌음에도 불구하고 델트로터 기술의 적절성에 대한 우려의 기사나 논란이 여전히 델트로터 개발프로그램의 발목을 잡으려할 때가 있는데 이러한 논의에서 거론된 기술적 내용 중 대부분은 사실과 동떨어진 것이다. 이 논문은 그러한 이슈와 비행시험에서 발생했던 사고에 대한 균형 있고도 기술적인 이해를 제공하기 위해 작성되었다.

• 한국정밀공학회지
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• 제12권4호
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• pp.39-45
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• 1995

본 논문은 복수 집중질량을 갖고 제어 종동력을 받는 자유 Timoshenko보의 동적 안정성에 관한 것으로, 비행중의 미사일이나 로켓의 연료탱크, Payload등의 기계장치부를 복수의 집중질량으로 간주하여 이러한 항공우주 구조물들이 추진력인 종동력을 받을때에 대한 계의 동적 안정성을 판별한다. 수학적 모델에 대한 운동방정식은 확장된 해밀톤 원리를 이용한 유한요소법에 의해 유도되며, 복수 부가질량의 위치 및 크기변화, 센서의 위치 및 게인(gain)의 변화에 따른 계의 안정성 지도(stability maps)를 보여준다. 또한 보의 전단 변형이나 회전관성의 효과 뿐만아니라, 추질력의 방향이 제어되는 경우와 제어되지 않는 경우에 대한 최대 추진력 값이 수치 시뮬레이션을 통해 예측된다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2011년도 한국우주과학회보 제20권1호
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• pp.25.2-25.2
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• 2011

저궤도위성의 정밀궤도결정은 GPS 위성과 수신기의 시계 공통오차를 제거하기 위해 이중 차분하는 방법으로 요구된 위치 정밀도를 충족시켜왔다. 그러나 빠른 속도로 지구를 회전하는 저궤도위성의 정밀궤도결정에 있어 이러한 이중 차분방법은 지구상에 광범위하게 분포된 지상 IGS 망 처리에 많은 계산 부담을 안고 있다. 그리고 지상 측지뿐만 아니라 저궤도위성을 이용한 기상관측 또는 긴급한 영상 처리 응용분야에서도 고정밀도 준실시간(Near Real Time-NRT) 처리가 요구되고 있다. 고정밀 준실시간 정밀궤도결정을 위한 대안은 이중주파수 GPS 수신기으로 IGS에서 제공되는 정밀궤도력을 갖고 고정밀 단독측위가 가능한 정밀단독측위(precise point positioning) 기법으로 상대측위와 버금가는 위치 정밀도를 얻을 수 있다. 다목적실용위성 5호는 고정밀 합성 레이더 영상 처리를 위해서 요구되는 20 cm 위성 위치 정밀도를 만족시키고, 대기 기상관측을 위해 GPS 전파 엄폐 측정값 수집을 목적으로 고정밀 이중주파수 GPS 수신기(Integrated GPS and Occultation Receiver, IGOR)를 탑재하고 있다. 이 논문에서는 IGOR의 이전 제품인 Blackjack 수신기를 탑재한 GRACE 위성의 실제 GPS 데이터를 사용하여 대략 3 ~ 5cm의 위치 정밀도를 얻었다. 준실시간 정밀궤도결정에서 정밀도 손실없이 궤도결정 처리 지연시간(latency)을 줄이는 것이 중요하다. 이 지연시간은 GPS 측정값의 양에 따라 크게 좌우되기에 GPS 측정값 샘플링 주기를 10초에서 640초까지 변화시켜가면서 정밀도를 분석한 결과, 위치 정밀도 손실없이도 궤도결정처리 지연시간을 단축시킬 수 있음을 제시하고 있다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제11권1호
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• pp.8-13
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• 2017

한국형 발사체 3단 엔진용 터보펌프 터빈에 관해 성능 시험을 수행하여 성능 특성 결과를 분석하였다. 터빈은 초음속 충동형 방식의 단단 형태이며, 노즐은 시동 노즐 1개와 정상 운전용 노즐 4개로 이루어졌으며, 부분 분사 형태로 되어 있다. 한국항공우주연구원 내의 고압 공기 터빈 상사 시험 설비를 이용하여 상사 시험을 수행하였다. 시험 결과 효율은 회전수 변화에 크게 변화하며, 이에 반해 압력비 변화에는 다소 작게 변화하는 초음속 충동형 터빈의 일반적인 특성을 보이고 있다.

• 풍력에너지저널
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• 제9권4호
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• pp.9-15
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• 2018

In a previous study, a technique for measuring wind speed and direction by using a roll-rotating three-axis ultrasonic anemometer was proposed and verified by wind tunnel tests. In the tests, instead of a roll sensor, roll angle was trimmed to make no up flow in the transformed wind speeds. Verification was done in point of the residual error of the rotation effect treatment. In this study, roll angle was measured from the roll motor encoder and the transformed wind speed and direction on the test section axis were compared with the ones provided to the test section. As a result, up to yaw $20^{\circ}$ at a wind speed of 12 m/sec or over, the RMS error of wind speed was within the double of the ultrasonic anemometer error. But at yaw $30^{\circ}$, it was over the double of the ultrasonic anemometer error. Regardless of wind speed, at yaw $20^{\circ}$ and $30^{\circ}$, the direction error was within the double of the ultrasonic anemometer error. But at yaw $10^{\circ}$ or less, it was within the error of the ultrasonic anemometer itself. This is a very favorable characteristic to be used for wind turbine yaw control.