• 한국해양공학회지
• /
• 제31권6호
• /
• pp.419-424
• /
• 2017

Unlike other leisure boats, a sailing yacht is propelled by wind power using sails that are controlled by the crew. Therefore, the ergonomic design of the equipment that the crew has to operate for sailing might be very important. However, it is difficult to find design rules and regulations for the equipment arrangement of a sailing yacht based on ergonomics. In this study, the arrangement design for the height and side plate angle of a winch for a sailing yacht was examined from an ergonomic design point of view. In a simulation, a Korean male in his 20s was selected as a human model for a grinder. The physical load was analyzed when he was operating a winch using a 3D human simulation. The lower back load showed the highest value when using the grinder at $90^{\circ}$ and $180^{\circ}$. Based on the results for the lower back load when using the grinder with various winch heights, it is suggested that the winch height from the cockpit floor to the top of the winch should be more than 40% of the height of the human operator. In addition, according to the results for the lower back load with various horizontal distances from the body, it is suggested that the side plate angle should be less than $16^{\circ}$.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제31권4호
• /
• pp.99-104
• /
• 2003

본 논문은 헬리콥터 로터 시스템 설계시 고려해야 할 구조동역학 분야와 차세대 저진동 블레이드를 설계하는 과정을 소개하였다. 일반적으로 로터 시스템 설계시 허브 하중 최소화, 지상공진 방지 및 저진동 특성 등을 만족하도록 고유 진동수 범위를 정하게 된다. 먼저 로터 시스템에 대한 회전수별 고유 진동수 도표를 통해 로터 회전 속도와 공진영역이 생기지 않도록 설계하며 다음으로 동체에 전달되는 진동 하중 크기를 예측하기 위해 회전시 블레이드에서 발생되는 하중을 허브 중심의 비회전계 좌표축 성분으로 전환한다. 헬리콥터 전진 비행속도에 따라 동체에 전달되는 하중 크기를 구하고 동체를 강체로 모델링하여 조종속에서 발생되는 가속도를 계산함으로써 저진동 특성을 예측하였다. 본 설계기법은 현재 수행중인 차세대 로터 시스템 개발에 적용되고 있으며 향후 국내 개발 로터 시스템에 유용하게 적용될 것이다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제42권2호
• /
• pp.173-180
• /
• 2014

본 논문에서는 한국형 기동헬기의 계기비행 인증절차 및 주요 비행시험 결과를 제시하였다. 한국형 기동헬기의 계기비행 인증을 위해 장착된 계기 및 장비의 적합성을 검토하였으며, 지상 및 비행시험을 통해 검증하였다. 아울러 항공기가 충분한 종축, 횡축 및 방향축에 대한 정안정성 및 동안정성을 보유하고 있는지를 확인하기 위해 FAR-29 Appendix B에 따라 시험을 실시하였다. 정안정성은 주로 조종입력에 대한 항공기의 속도 및 자세 변화를 통해 판단하였으며, 동안정성은 장주기 및 단주기 입력 후 항공기 거동이 얼마나 빨리 수렴하는지를 통해 평가하였다. 조종사의 임무부하 평가는 IMC 모사 비행시험을 통해 이뤄졌다. 본 논문에서는 항공기가 정상적인 상황뿐만 아니라 비행조종, 엔진 및 계기 등에 고장이 발생한 상황에 대한 임무부하 평가결과도 함께 제시하였다. IMC 모사 비행시험이 완료된 이후에는 실제 IMC 환경에서 항공관제에 맞춰 실제 계기비행시험을 실시하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제34권5호
• /
• pp.81-87
• /
• 2006

본 논문에서는 전투기 조종석과 같은 제한된 공간에서 사용 가능한 광학 방식의 헤드 트랙커 시스템을 설계하고 그 성능을 시험하였다. 이 시스템은 다른 빛의 간섭을 차단하기 위해 적외선 발광다이오드와 두 대의 적외선 CCD 카메라를 사용하였다. 그리고 광학 방식의 헤드 트랙커 알고리즘은 특징점 추출 알고리즘과 3차원 움직임 추정 알고리즘으로 구성하였다. 카메라 이미지 평면 위에서 특징점의 2차원 위치 좌표를 획득하기 위한 특징점 추출 알고리즘은 디지털 영상 처리 기술인 문턱치 (thresholding)와 마스킹 (masking) 기법을 사용하였다. 특징점의 위치 변화로부터 조종사의 머리 움직임을 추정하는 3차원 움직임 추정 알고리즘은 확장 칼만 필터 (EKF)를 사용하였다. 또한, 정밀한 레이트 테이블을 사용하여 시스템 성능을 검증하고 회전 성능에 대해 관성 센서와 비교하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제40권1호
• /
• pp.61-68
• /
• 2012

항공기용 블랙박스의 자료보호모듈(CPM)은 항공사고와 같은 극한 환경후에도 저장된 정보(비행데이터 및 조종석음성)를 안전하게 보호하는 것을 목적으로 한다. 본 연구에서는 CPM에 대하여 관통저항력과 고온 및 저온내화의 극한환경시험에 대한 구조 및 방열측면의 해석 및 시험을 통한 검증에 대하여 기술하였다. 특히 관통저항력해석에서는 하우징의 두께에 따른 영향성을 LS-DYNA를 이용하여 검토하였으며, 고온 및 저온내화해석에서는 상변화물질과 단열재의 체적비에 따른 영향성을 Icepak을 이용하여 수행하였다. 또한 실험을 통하여 CPM의 구조 및 열적 신뢰성을 검증하였다.

• 한국항행학회논문지
• /
• 제16권4호
• /
• pp.611-618
• /
• 2012

국제민간항공기구(ICAO)는 급증하는 항공교통 수요에 대비하고자 위성항법과 데이터 통신 기술이 접목된 차세대 항행시스템 CNS/ATM의 도입을 권고하고 있다. 차세대 항행시스템은 통신, 항법, 감시 및 교통관리로 구성되어 있다. 이중 감시 분야에 대해서는 ADS-B 정보를 바탕으로 한 CDTI가 구축이 되어 지고 있으며, 항공기 조종사, 항공교통관제사, 지상 이동체의 운용자 등에게 항공교통정보를 공유할 수 있는 장치이다. 본 논문에서는 CDTI를 통해 조종사와 관제사 사이에 어떠한 효과가 있는지 알아보기 위한 연구이다. 실제 조종사와 관제사 사이에 주고받은 ATC통신 내역을 바탕으로 시뮬레이션 환경을 구축하여 비교분석을 하였으며, 분석 결과 CDTI를 사용할 경우 ATC 환경과 기존레이더 체계보다 항공기 식별부호, 위치, 고도 정보 인식률이 향상 되는 것을 확인하였고, 조종사와 관제사의 항공교통정보 인식이 개선되어짐을 확인을 하였다.

• 한국지역지리학회지
• /
• 제8권4호
• /
• pp.468-479
• /
• 2002

태백 산지는 대체로 냉량하고 습한 편이지만, 강수량은 지역적으로 많은 차이를 나타내고 있다. 이와 같은 기후지형 환경과 관련하여 태백산지의 지형 및 토양환경은 기반암의 유형에 따라서 차이를 보인다. 북부의 금강산과 설악산 같은 화강암 분포 지역은 절리밀도의 차이를 반영하는 풍화 성향 때문에 암괴 노출이 심한 산지를 이루며, 미시령 일대의 편마암 분포 지역은 전사면이 흙으로 덮여있고 상대적으로 식생밀도가 높은 곳이다. 중부에서는 암괴 노출이 심한 타지역의 화강암산지와는 달리 박토상태지만 대체로 전사면이 흙으로 덮여있다. 이는 이 지역이 눈이 많고 서릿발 작용이 활발하여 화강암을 얇게나마 풍화시킬 수 있었기 때문이다. 남부에서는 급사면의 뾰족한 봉우리와 좁고 깊은 협곡을 이루는 석회암산지 및 완만한 사면지역의 여러 가지 용식지형이 발달한다. 이 지역에는 초본류나 관목류들이 연속성이 높게 분포하여 박토상태인 토양을 잘 보전하고 있다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제34권7호
• /
• pp.63-70
• /
• 2006

본 논문은 영상기반 헤드 트랙커에 인공 표식의 면적을 이용하는 연구를 기술하였다. 헤드 트랙커 체계는 병진운동과 회전운동으로 구성되어 있으며, 이들은 웹 카메라에 의하여 감지되었다. 감지된 영상은 영상처리 기법과 인공 신경망에 의하여 운동에 따른 결과를 만들게 된다. 헤드 트랙커가 사용될 항공기의 조종석의 특성상 병진운동은 헬멧의 특정 색을 추적하게 하였다. 회전 운동은 인공 신경망을 이용하여 추적하였으며, 헬멧에 표시된 두 가지 색의 면적 비율을 입력 값으로 사용하였다. 여기서 역전파 알고리즘과 RBFN을 사용하였다. 두 알고리즘은 머리의 움직임과 같은 비선형 체계를 분류하고 추적하는데 용이한 알고리즘으로 역전파 알고리즘은 피드백 특성을, RBFN은 확률적 특성을 이용한다. 본 논문에서는 회전운동에 어느 알고리즘이 더 적합한 알고리즘인지 비교하였다.

• 한국소음진동공학회논문집
• /
• 제25권2호
• /
• pp.108-115
• /
• 2015

Electro-mechanical actuator installed on aircraft consists of a decelerator which magnifies the torque in order to rotate an axis connected with aircraft control surface, a control section which controls the motor assembly through receiving orders from cockpit and a motor assembly which rotates the decelerator. Electro-mechanical actuator controls aircraft altitude, position, landing, takeoff, etc. It is an important part of a aircraft. Aircraft maneuvering causes vibrations to electro-mechanical actuator. Vibrations may result in structural fatigue. For that reason, it is necessary to analyze the system structural safety. In order to analyze the system structural safety. It is needed reasonable finite element model and structural response stress closed to real value. In this paper, analytic model is derived by using the simplified finite element model, and damping ratio which is closely related to response stress is derived by using modal test. So, we developed analytic model in less than 10 % error rate, compared with modal test. Vibration response stress close to real value was estimated from analytic model modified with modal experimental damping ratio. Estimation method for damping ratio with empirical formula was suggested partly. Finally, It was proved that electro-mechanical actuator had reasonable structure margin of safety at environmental random $3{\sigma}$ stress during life cycle.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
• /
• 제13권1호
• /
• pp.117-125
• /
• 2012

This paper presented the design of SRPS, ground function test, and the deployment test on a high speed taxi of KC-100 airplane. KAI has developed a spin recovery system in collaboration with Airborne Systems for KC-100 general aviation airplane. Spin mode analysis, rotary balance and forced oscillation tests were performed to obtain the rotational, dynamic derivatives in the preliminary design phase. Prior to the detailed design process of SRPS, approximations for initial estimation of design parameters- fineness ratio, parachute porosity, parachute canopy filling time, and deployment method- were considered. They were done based on the analytical disciplines such as aerodynamics, structures, and stability & control. SRPS consists of parachute, tractor rocket assembly for deployment, attach release mechanism (ARM) and cockpit control system. Before the installation of SRPS in KC-100 airplane, all the control functions of this system were demonstrated by using SBTB(System Breakout Test Box) in the laboratory. SBTB was used to confirm if it can detect faults, and simulate the firing of pyrotechnic devices that control the deployment and jettison of SRPS. Once confirmed normal operation of SRPS, deployment and jettison of parachute on the high speed taxiing were performed.