• 한국항공우주학회지
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• 제32권6호
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• pp.96-103
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• 2004

기존의 축척방법을 개선하기 위하여 실험 데이터나 엔진 제작사에서 제공된 일부 데이터로부터 일련의 구성품 성능선도들을 구하고, MATLAB 프로그램의 다항식을 이용하여 새롭게 성능선도를 구성하는 축척방법을 제안하였다. 본 연구에서는 소형 터보축 엔진의 실험 데이터를 이용하여 새로 제안된 기법을 검증하였고, 실제 항공기 엔진인 PT6A-62에 새로 제안된 기법을 적용하여 보았다. 여기서 얻어진 구성품 성능선도로 성능해석을 수행한 결과를 실제 엔진 성능 데이터, 기존의 축척방법으로 얻어진 구성품 성능선도로 성능해석을 수행한 결과와 비교하였다.

• 한국정보통신학회논문지
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• 제22권9호
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• pp.1220-1227
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• 2018

항공전자장비는 항공기에 탑재되는 전자장비를 의미한다. 항공전자장비의 고장은 항공기 운용에 중대한 영향을 미칠 뿐만 아니라 조종사와 승객의 안전까지 위협할 수 있다. 이에 항공전자장비는 타 용도로 사용되는 전자장비들 보다 높은 신뢰성과 안전성을 가지도록 요구도로 규정되어 있다. 항공전자장비는 설계 초기 단계에서부터 안전과 관련된 요구사항 충족을 위해 부품 선정과 시스템 설계를 고려해야 한다. 본 논문에서는 항공전자장비의 안전성, 신뢰성 성능 분석 방법을 설명하고, 안전 요구 성능 충족을 위해 수행할 수 있는 여러 설계 개선 방법을 실제 항공전자장비 개발 사례를 들어 소개한다. 마지막으로 설계 개선된 항공전자장비의 안전 성능 수치를 재분석하고, 개선 전 값과 비교하여 제시한 설계 변경의 유효성을 입증하였다.

• 대한인간공학회지
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• 제15권2호
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• pp.99-111
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• 1996

In today's highly automated aircraft, the role of the pilot has changed from an airplane controller to a system manager. As a system manager in a cockpit, today's pilot is in charge of a management-level activity called cockpit task management( CTM). According to earlier studies, pilot errors in performing CTM activities were significant factors in a large number of aircraft accidents and incidents. The primary objective of this research was to reduce CTM-related pilot errors. A prototype pilot- vehicle interface called the cockpit task management system (CTMS) was developed and its effectiveness in improving CTM performance was evaluated. After the CTMS was implemented, it was integrated into a PC-based flight simulator to perform an experiment to evaluate its effectiveness. Eight volunteer subjects were used to collect performance data. The results of the experiment indicated that a statistically significant improvement was observed when the subjects flew with the assistance of the CTMS.

• 한국전산유체공학회지
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• 제18권2호
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• pp.41-48
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• 2013

Ice accretion on the solid surface is an importance factor in assessing the performance of aircraft and wind turbine blade. Changes in the external shape due to ice accretion can greatly deteriorate the aerodynamic performance. In this study, a three-dimensional upwind-type second-order positivity-preserving finite volume CFD scheme based on the unstructured mesh topology is developed to simulate two-phase flow in atmospheric icing condition. The code is then validated by comparing with NASA IRT experimental data on the sphere. The present results of the collection efficiency are found to be in close agreement with experimental data and show improvement near the stagnation region.

• 한국정보통신학회:학술대회논문집
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• 한국정보통신학회 2017년도 추계학술대회
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• pp.235-237
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• 2017

전투무선망을 통해 방공C2A 체계로부터 전송되는 표적거리는 전투무성망의 여러 가지 특성으로 인해 오차가 발생한다. 본 논문에서는 칼만필터를 이용한 거리추정 알고리즘의 성능을 향상 시켜 오차를 최소화할 수 있는 방법을 제안한다.

• Wind and Structures
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• 제29권4호
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• pp.271-277
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• 2019

This work deals with designing the aircraft wing and simulating the flow behavior on it to determine the aerodynamically efficient wing design. A NACA 4412 airfoil is used to design the base wing model. A wing with a rectangular planform and the one with curved leading edge planform was designed such that their surface areas are the same. Then, a comprehensive flow analysis is carried out at various velocities and angle of attacks using computational fluid dynamics (CFD) and the results were interpreted and compared with the experimental values. This study shows that there is a significant improvement in the aerodynamic performance of the curved leading edge wing over the wing with rectangular planform.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권9호
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• pp.782-789
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• 2018

한국형 기동헬기(KUH)의 다기능시현기(MFD)는 항공기 운용 중 임무컴퓨터(MC)로부터 영상정보(항법, 비행, 생존, 지형 및 정비 관련 정보)를 입력받아 시현한다. 체계개발 단계에서 식별된 MFD 이상시현(화면 깜박임 현상 등)은 항공기 초도양산 과정에서 DVI 케이블 차폐 성능 개선과 DVI 케이블 장착 경로 변경을 통하여 해소하였다. 항공기 납품 후 1~2년 정도 경과하였을 때 MFD 이상시현이 다시 발생하였고, 파생형헬기 시험평가 과정에서도 식별되었다. 이러한 MFD 이상시현의 해결을 위하여 항공기 체계 단위의 종합 검토를 수행하였고, DVI 케이블의 개선을 통한 설계 개선방안을 도출하였다. 본 논문에서는 MFD 이상시현의 발생원인을 분석하였고, 설계 개선방안 검토과정을 정리하였다. 그리고 설계 개선사항에 대한 타당성을 DVI 케이블 조립체 비교시험, SIL/지상/비행시험 결과를 바탕으로 입증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권2호
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• pp.106-112
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• 2005

현대의 고성능 전투기는 공대공 및 공대지 전투 임무를 수행하기 위해 여러 가지 무장 형상을 하고 있고, 무장투하 시 비대칭 형상(Asymmetric Configuration)으로 임무를 수행하는 경우가 많다. 현재, 개발이 진행 중인 T-50 훈련기의 비대칭 무장형상 비행시험에서 세로축 기동 시 가로축 방향으로 조종사가 원하지 않는 운동이 발생하는데, 이는 항공기 안정성 및 조종성에 영향을 미칠 수 있다. 본 연구에서는 이러한 현상을 개선하기 위하여 기존의 가로축 제어법칙인 미끄럼각-미끄럼각속도 귀환 구조를 F-16과 같이 단순 롤각속도 귀환구조로 적용하였다. 연구결과, 단순 롤각속도 귀환구조로 가로축 제어법칙을 변경하였을 때 비대칭 무장형상에서 세로축 기동 시 가로축 운동의 발생이 줄어들었으며, 시스템의 안정도 여유는 설계기준에 만족한다는 것을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권3호
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• pp.57-68
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• 2012

본 연구에서는 한국의 차세대 중형항공기에 사용될 고속형 터보프롭 항공기용 고효율 복합재 프로펠러 블레이드의 설계를 수행하였다. 와류 이론과 블레이드 깃 요소 이론을 활용하여 기본 공력설계 및 성능 해석을 수행하였고 공력설계 결과는 상업용 전산유체해석 프로그램인 ANSYS를 이용한 해석을 통해 확인 되었다. 프로펠러 구조 설계 시 카본/에폭시 복합재료가 적용되었으며, 경량화와 구조 안정성 개선을 위하여 스킨-스파-폼 샌드위치 구조 형식를 채택하였다. 제안된 프로펠러 블레이드는 공력 및 구조 해석과 시제품 프로펠러 블레이드의 구조 시험을 통하여 높은 효율과 안전한 구조임이 검토되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권6호
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• pp.574-580
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• 2008

이 논문에서는 최근에 개발한 무충돌 전환 구현 알고리즘을 사용하여 전비행영역 제어를 위한 제어기 교체법을 제시한다. 이 교체법은 비행기의 속도와 고도에 따라 제어기를 교체하는 일반적인 방법과 제어기 교체 기준으로 충돌 현상에 관계된 가격함수를 사용하는 최적화 방법을 적절한 규칙에 의해 결합한 것이다. 제안된 제어기 교체법의 성능을 확인하기 위해 시험표준 문제로 고성능 비행체에 적용하여 넓은 비행영역에서 모의실험을 수행하고 제어성능이 향상됨을 예시한다.