• 한국군사과학기술학회지
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• 제24권3호
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• pp.255-263
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• 2021

This paper investigates numerically the effect of rotor hub vibratory load components on the airframe vibration responses of high-speed compound unmanned rotorcraft (HCUR) using a lift-offset coaxial rotor, wings, and two propellers. The rotor hub vibratory loads are predicted using a rotorcraft comprehensive analysis code, CAMRAD II, and the airframe vibration responses are calculated by a finite element analysis software, MSC.NASTRAN. It is shown that the vibratory hub pitch moment of a lift-offset coaxial rotor is the most dominant component for both the longitudinal and vertical vibration responses at four specified locations of the airframe.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권7호
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• pp.709-716
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• 2009

위성 궤도 자세는 위성 열설계에 영향을 주는 중요한 요소로서, 궤도 운용 자세에 대한 열적 조건을 정확히 파악하는 것을 필요로 한다. 본 연구에서는 저궤도 위성의 yaw motion의 운영 자세에 따른 우주 열환경의 변화와 열설계의 열적 영향을 검토하였다. 본 위성은 고정형의 태양 전지판을 가지고 있기 때문에 태양광 구간 동안에 태양지향(sun-pointing)자세를 유지하고, 위성에 장착되는 별센서인 별추적기의 가시 방향이 심층 우주방향을 향하도록 하기 위하여 위성의 길이 방향을 축으로 일정한 각속도로 회전을 하는 yaw motion을 하도록 운용된다. 이것은 위성이 정밀한 자세 제어의 성능을 발휘할 수 있도록 별추적기가 별의 시야각을 확보하기 위한 것이다. 또한 위성 열설계 측면에서는 이러한 운용을 위한 자세 변화에 따른 열적 영향을 파악하는 것을 필요로 한다. 연구에서는 위성의 열모델에 이러한 궤도 운용 자세를 반영한 후의 궤도 열해석을 통하여 이를 알아보고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권6호
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• pp.523-530
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• 2017

높은 에너지의 레이저가 조사되면 레이저 삭마 현상을 일으키고, 결과적으로 플라즈마가 물질에 따라 특정한 파장의 빛을 방출하는 레이저 유도 파괴 분광법(LIBS, Laser-Induced Breakdown Spectroscopy)과 빛은 산란 현상에 대해 분자 간 혹은 분자 내의 회전 및 진동 운동을 측정하는 라만 분광법은 높은 정확도와 실시간 분석이 가능하다는 점, 원거리 검출이 가능하다는 장점들을 기반으로 우주 탐사 기술로써 주목을 받고 있다. 본 연구에서는 레이저 분광법을 활용하여 토양 성분의 변화에 따른 레이저 스펙트럼의 경향성을 파악하고, 이를 기반으로 2차원 화학적 분포도 실험을 진행하였다. 또한 화성(4-7 torr)과 달의 대기(<1 torr) 환경을 레이저 실험 환경 내에 구축하여 인공적인 우주 환경에서 LIBS와 라만 분광법을 활용하여 토양 성분의 변화에 따른 LIBS와 라만 분광법을 통한 계측이 가능함을 증명하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권5호
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• pp.94-101
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• 2019

복합재료 반사판 안테나의 전개 특성을 해석 모델을 통하여 살펴보고 실험을 통하여 검증하고자 한다. 두 개의 회전 자유도를 가지며 스프링의 탄성 에너지에 의해 작동되는, 전개 메커니즘을 기반으로 반사판 안테나의 동역학적 해석 모델을 수립하였다. 유연 다물체 동역학 해석 프로그램인 ADAMS를 이용하여 패널의 전개 속도, 구조 변형 그리고 충격력을 분석하였다. 중력보상 장치를 이용하여 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP)으로 제작된 안테나 패널의 전개거동 특성을 실험적으로 검증/분석하였다. 안테나 패널이 전개되는 동안 발생하는 충격 응답 및 진동 문제를 확인하고, 댐퍼를 이용하여 안정적으로 전개가 됨을 확인하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제16권4호
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• pp.53-59
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• 2022

액체 로켓 엔진의 연소기, 터보펌프, 가스발생기, 밸브 등 주요 구성품 조립 부위에는 고압의 고온 가스와 극저온 유체의 기밀을 위해 스태틱 실이 사용된다. 스태틱 실은 조립 부위의 상대적 움직임이 없는 기밀 부위에 적용되는데, 극저온 및 고온 환경에서의 열팽창과 수축은 조립부에서 원치 않는 누설을 야기할 수 있기에 효과적인 스태틱 실 설계가 필수적이다. 조립성 개선을 위하여 비정렬 조립이 가능한 구면 플랜지가 체결부에 사용되는데, 구면 플랜지의 회전이 가능하도록 스태틱 실 역시 기능이 추가된 다. 본 연구에서는 스태틱 실 적용 주요 부위의 모사 플랜지 시험기를 제작하여 구조 해석과 함께 기밀시험을 수행하여 설계된 스태틱 실의 구조 건전성을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권1호
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• pp.18-31
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• 2018

회전익 항공기는 수직이착륙, 제자리비행 특성으로 일반적으로 고정익 항공기에 비해 높은 내추락 기준이 적용된다. 최근 고효율 친환경 운송시스템에 대한 요구의 증가와 더불어 항공기 구조재료로 복합재료의 적용이 증가하는 추세이다. 그러나 외부 충격, 충돌에 취약한 복합재료의 특성으로 인해 복합재 구조의 내추락 안전성 입증에 대한 요구 또한 증가하고 있다. 본 연구는 회전익항공기 적용을 위한 복합재 내추락 하부동체 구조 개념을 도출하고 이에 대한 검증을 목적으로 수행되었다. 내추락 하부동체 구조 개념 생성을 위해 기술 실증용 헬리콥터 개념설계 및 충돌에너지 흡수 요구도 산출을 수행하였으며, 복합재 충돌에너지 흡수 구조 설계 및 성능 검증을 수행하였다. 최종적으로 복합재 내추락 하부동체구조 시제 제작 및 자유낙하시험을 수행하였다. 시험 결과 분석을 통해 탑승자 생존성 확보를 위한 내추락 안전성 기준에 부합하는 결과를 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권9호
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• pp.890-899
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• 2010

직선형 캐스케이드 장치에서 부분분사를 받는 터빈의 작동력을 분석하기 위하여 실험 연구를 수행하였으며, 익형은 축류형으로 코드가 200mm 이다. 분사노즐은 사각형 노즐로서 $200mm{\times}200mm$ 이며, 실험은 코드기준으로 레이놀드수 $3{\times}10^5$에서 수행되었다. 익형을 회전방향으로 이동하면서 정상상태일 때 각각의 위치에 대해 익형에 형성되는 회전방향의 힘과 축방향의 힘을 측정하였다. 탈설계 성능을 측정하기 위하여 노즐의 설치각을 $58^{\circ}$, $65^{\circ}$와 $72^{\circ}$로 변경하면서, 노즐의 설치각 변화에 대한 익형의 작동력 특성을 파악하였다. 또한 현절비를 1.25, 1.38, 1.67로 변경하면서 현절비 변화에 의한 익형의 작동력 변화를 측정하였다. 실험의 결과에서 최대 회전력의 크기는 현절비의 감소에 따라 증가하였으며, 노즐의 설치각이 감소하게 될 때 회전력은 증가하였다. 축방향의 힘은 노즐 설치각이 감소하면 증가하였으며, 큰 노즐 설치각에서는 분사영역에서 역축방향의 힘이 측정되었다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제25권4호
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• pp.481-490
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• 2008

반작용휠은 인공위성의 기동 및 자세제어에 사용되는 주요 구동기 중의 하나로 회전체의 속도를 변화시켜 발생하는 토크로 위성의 자세제어를 수행하므로 정밀한 자세제어를 위해서는 정확한 회전속도의 측정이 요구된다. 타코 펄스를 이용한 고속 회전모터의 대표적인 속도 측정방법에는 Elapsed-time측정방법과 Pulse-count측정방법의 두 가지가 있으며 이 연구에서는 반작용휠의 속도 측정을 하는 동안 발생할 수 있는 속도 측정의 오차 및 정밀도를 두 가지 방법에 대해 분석, 비교하였다. 그 결과 Pulse-count측정방법은 반작용휠의 등속 구동 시 회전속도에 상관없는 일정한 오차를 가지는데 비해 Elapsed-time측정방법은 회전속도가 작을수록 오차가 줄어드나 저속일 때 오차가 현저히 커질 수 있음을 해석적으로 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권5호
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• pp.482-489
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• 2010

본 논문에서는 스마트 무인기의 자유 진동 특성 및 로터의 회전으로 인한 기체 구조물의 진동특성 즉 강제진동 특성을 실험적으로 규명하기 위해 수행한 시험방법, 센서 및 장비 설치, 시험 결과 검증 방법 및 시험결과를 수록하였다. 스마트 무인기의 지지 조건은 번지코드를 이용하여 자유-자유 경계조건을 구현하였고, 시험은 3개의 가진기를 사용하여 다점 랜덤 가진법으로 구조물을 가진하였으며 약 100여개의 가속도계로부터 기체 구조물의 응답특성을 측정하였다. 주파수 응답함수를 통하여 다기준 최소 자승 복소지수법을 적용하여 고유 진동수, 감쇠율, 모드 형상등의 모달 매개변수를 산출하였다. 또한 강제 진동 시험은 스마트 무인기의 양쪽 로터가 장착되는 나셀 부위에 x,y,z 각 방향으로 가진기를 장착하여 로터 회전 주파수를 가진함으로써 구조물과 각종 장비의 진동응답 특성을 측정하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권5호
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• pp.511-517
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• 2009

본 논문에서는 null-seeking method를 사용하여 서보형 받음각 센서를 설계하고 그것의 특징을 분석하였다. Null-seeking method는 측정부의 두 압력 홀에서 측정되는 압력 차이가 0이 되도록 회전한 측정부의 동체 기준선에 대한 회전각으로 받음각을 측정한다. 이 방법은 측정 전 범위에서 높은 정확도와 일정한 오차를 가진다. 그러므로 이러한 종류의 받음각 센서는 무인항공기에 적합하다. 이 논문에서 개발될 받음각 센서의 요구사항을 분석하여, 서보형 받음각 센서를 설계 가공하였다. 그 후 받음각 센서에 탑재할 받음각 계산 알고리즘을 개발하였으며, 끝으로 MATLAB Simulink와 풍동시험을 통해 개발된 받음각 센서의 특성을 검증하였다.