• 한국항공우주학회지
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• 제39권6호
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• pp.498-504
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• 2011

속도와 샤프트각 그리고 피치 변화에 따른 토크 평형상태의 자동회전에서 플래핑 거동 특성과 전진비의 변화를 조사하였다. 속도 증가에 따른 압축성 효과를 모사하기 위해 압축성 Navier-Stokes 솔버로 해석된 2차원 데이터를 Pitt/Peters 유도흐름 이론과 함께 사용하였고 토크 평형상태에 대한 세 변수의 조합을 찾기 위해 과도모사법(TSM)을 이용하였다. 토크 평형상태에서 최대 플래핑각을 속도, 샤프트각, 피치와의 관계로 나타내고 전진비 변화와 비교함으로써 후진깃의 역풍영역 확대가 로터의 자동회전 특성에 관여하는 현상을 정성적으로 고찰하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권11호
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• pp.971-977
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• 2015

복합 자이로플레인의 전진 비행 성능해석을 수행하였다. 자동회전하는 로터의 성능을 해석하기 위하여 과도모사법(Transient Simulation Method)을 이용하였으며 비행 속도 증가에 따른 동체의 공력 성능 변화를 확인하기 위해 동체에 대한 수치해석을 수행하였다. 주어진 속도와 샤프트각, 그리고 콜렉티브 피치 조건에서 준 정상 자동회전 상태를 판정하고 로터의 성능 변화를 관찰하였다. 성능해석 결과 속도가 증가함에 따라 동체의 형상에 따른 공력특성이 미치는 영향이 커지는 것으로 나타났으며 고속으로 비행하기 위해서는 유선형의 동체가 필수적이고 전진 속도 한계는 로터의 자동회전 성능에 종속적이었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권1호
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• pp.49-57
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• 2003

일반적으로 회전익 공기역학에서 기초적인 해석 도구로 이용되고 있는 운동량 이론 (구동 원반 이론)과 깃 요소법을 부메랑에 적용하여 그 비행 궤적을 예측하여 보았다. 실제로 부메랑을 제작하여 수치 모사의 결과와도 비교하고 물리적인 직관을 얻었다. 실제로 부메랑을 제작하여 수치 모사의 결과와도 비교하고 물리적인 직관을 얻었다. 수치 해석과 실험 모두에서 이륙한 부메랑은 마치 ‘날으는 회전차’와 같이 세차 운동을 수반하면서 헬리콥터 모드로부터 오토자이로 모드로 전이하여 가는 것을 관찰할 수 있었다. 전체 시스템은 극도로 비선형적이어서 초기 조건에 매우 민감함을 보였다. 인자들을 변화시키면 다양한 비행 궤적들을 얻을 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권9호
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• pp.681-689
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• 2020

본 논문에서는 유도형 탄약의 모사 기체를 제작하고 공중에서 탄체에 롤축 회전을 인가한 뒤 롤축 저속 회전 중인 탄체의 롤각 추정 성능을 실험적으로 검증한 방법과 결과를 소개한다. 멀티로터형 무인기를 모선으로 사용해 유도형 탄약 모사 기체에 초기 속도와 고도를 부여하였으며 탄체 투하, 탄체 회전, 롤각 추정 및 안정화로 이어지는 비행 시험 시나리오를 통해 롤각 추정 결과를 분석한다. 약 200m의 고도에서 수평 방향으로 15m/s의 속력으로 탄체를 투하한 뒤 내부의 반동차(Reaction Wheel)를 사용하여 탄체를 회전시켰으며 특히, 상용 GPS/INS와의 비교를 통해 롤각 추정 결과를 제시한다. 아울러, 반동차를 이용하여 공중에서 탄체를 롤축 회전시키는 메커니즘들을 비교하고 실제 구현한 결과도 소개한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권11호
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• pp.1056-1062
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• 2008

인공위성의 추력기에서 발생되는 플룸과 기저면의 상호 작용에 관한 연구를 직접모사법을 사용하여 실시하였다. 질소와 수소 분자의 충돌에 의한 회전-병진 에너지의 교환을 정확하게 모사하기 위하여 최근에 연구 되어진 질소와 수소 분자의 회전 에너지 이완 모델을 사용하였다. 추력기 플룸과 기저면의 상호 작용 해석을 위하여 플룸 분자들의 수밀도 분포와 회전, 병진 온도 분포, 열전달량, 압력 등에 대하여 다양한 운영 조건에 맞추어 해석을 실시하였다. 그 결과 기저면에서는 질소 분자보다 수소 분자의 분포가 매우 큰 것과, 분포하는 대부분의 수소 분자가 회전 에너지에 대해 비평형 상태로 분포 하는 것을 확인 하였다. 이는 수소 분자의 정확한 회전 에너지 이완 모델의 필요성을 보여주고 있는 결과이며, 본 연구의 경우 가장 최근의 수소의 회전 에너지에 관련된 모델을 사용함으로써 플룸과 기저면의 상호 작용 해석에 대한 정확도를 증진 시켰다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권9호
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• pp.753-760
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• 2007

3-D 날개짓 운동은 왕복운동과 회전운동으로 구성된다. 3-D 날개짓 운동은 왕복운동하는 동안 날개 길이방향의 유동이 발생된다. 또한 각각의 왕복운동의 끝에서 날개 회전에 의하여 회전에 의한 순환이 발생한다. 본 연구에서는 날개 길이방향 유동과 날개 회전이 3-D 날개짓 운동의 공기역학적 특성에 미치는 영향을 알아보기 위하여 3-D 날개짓 운동과 2-D 병진운동을 비교하였다. 각각의 날개짓 운동에서 받음각과 레이놀즈수에 따라 공력을 측정하였다. 2-D 병진운동의 공력이 3-D 날개짓 운동의 공력 보다 크다. 하지만 3-D 날개짓 운동시 발생되는 양력은 왕복운동의 중반부에서 받음각 $50^{\circ}$까지 증가하였고 2-D 병진운동시 발생되는 양력은 받음각 $30^{\circ}$이상에서 감소하였다. 또한 각각의 왕복운동의 끝에서 날개 회전에 의하여 공력이 급격하게 증가하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권5호
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• pp.442-450
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• 2011

회전 블레이드의 모션을 측정하기 위해 스테레오 패턴 인식 (stereo pattern recognition, SPR) 기법을 적용한 측정 시스템을 구성하고 실험을 수행하였다. 시스템 요구사항을 만족시키는 스테레오 카메라를 확보하여 SPR 기반의 측정 시스템을 준비하였다. 시스템의 측정불확도를 계산하기 위한 일련의 실험을 통해, 본 SPR 시스템이 2m~4.2m의 측정 거리에서 0.2mm 이내의 표준불확도를 가짐을 확인하였다. 이를 이용하여 계산한 블레이드 모션의 합성표준불확도는, 리드-래그, 플래핑, 비틀림 운동에 대해 각각 0.296mm, 0.209mm, $0.238^{\circ}$ 이었다. 본 SPR 시스템을 한국항공우주연구원의 소형로터 시험장치에 설치하고 회전속도와 콜렉티브 피치각을 각각 360rpm, 589rpm, 그리고 $0^{\circ}$, $4^{\circ}$, $6^{\circ}$로 바꾸어가며, 지상 제자리비행 조건에서 블레이드의 모션과 탄성 변형을 성공적으로 측정하였다. Higher Harmonic Control Aeroacoustic Rotor Test -II 에서 사용한 측정 시스템과의 비교를 통하여 본 시스템의 장점을 분석하였다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제9권3호
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• pp.81-84
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• 2004

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권1호
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• pp.61-61
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• 2004

과학기술위성 1호(STSAT-1)는 위성의 자세를 제어하기 위하여 Reaction Wheel Assembly(RWA)를 적용하였으며, 위성의 무게중심에 Wheel의 회전수에 비례하는 관성모멘트를 발생시켜 자세를 제어하였다. 과학기술위성 2호(STSAT-2)는 과학기술위성 1호에 적용하였던 반작용휠(RWA)과 펄스형태로 동작시켜 위성의 자세 및 궤도제어를 위하여 요구하는 추력을 얻을 수 있는 펄스형 전기 추진시스템(Pulsed Plasma Thruster: PPT)이 탑재된다. (중략)

• 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.