• Journal of Welding and Joining
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• 제28권2호
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• pp.74-78
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• 2010

In this paper, a non-contact method of evaluating the thickness reduction in an aluminum sheet caused by corrosion and friction using SH-EMAT (shear horizontal, electromagnetic acoustic transducer) is described. Since this method is based on the measurement of the time-of-flight and amplitude change of guided waves caused from the thickness reduction, it provides information on the thinning defects. Information was obtained on the changes of the various wave features, such as their time-of-flight and amplitude, and their correlations with the thickness reduction were investigated. The interesting features in the dispersive behavior of selected guided modes were used for the detection of thinning defects. The measurements of these features using SH waves were performed on aluminum specimens with regions thinned by 7.2% to 29.5% of the total thickness. It is shown that the time-of-flight measurement provides an estimation of the thickness reduction and length of the thinning defects.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권1호
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• pp.37-46
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• 2014

본 논문에서는 지상 주행과 비행이 가능한 이중모드 PAV의 무인 축소모델 개념설계 및 개발시험 과정에 관하여 기술하였다. 운용 요구도를 검토한 결과 멀티로터 형상에 나셀틸트 기능을 결합한 쿼드 틸트 프롭형 비행체가 제안되었다. 프로펠러 추진을 위한 모터와 주행을 위한 구동장치를 하나의 나셀에 집적하고, 나셀 틸트 구조에 의해 비행 및 주행모드의 변경이 가능하도록 구현하였다. 개념설계를 통해 주요 설계변수와 초기 제원이 확정되었고, 비행모드 및 주행모드 시험용 플랫폼을 제작하여 기능시험을 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권2호
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• pp.22-31
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• 2005

본 연구에서는 회전익 항공기의 수직 이/착륙 성능과 고정익 항공기의 고속/고효율 순항 비행 성능을 모두 가지는 Canard Rotor/Wing 항공기 최적 형상설계를 수행하였다. CRW 항공기의 특징인 로터/날개 가변 방식과 로터 회전 시 팁 제트를 통하여 회전력을 얻는 점 때문에 기존의 회전익 또는 고정익 사이징 프로그램만으로는 바로 적용이 어렵고 Reaction Driven 로터에 대한 해석 모듈의 추가와 회전익/고정익 비행 모드 해석이 혼합되어야 한다. 따라서 기존의 사이징 프로그램을 바탕으로 로터 성능, 덕트 유동, 엔진 유동 해석 코드를 연결하여 Reaction Driven 로터 성능 해석이 가능하게 하였으며, 비행체 외형상 특징과 임무별 비행특징이 반영되도록 사이징 프로그램을 개발하였다. 1500 lbs급 소형 무인기에 대하여 비행체 사이징을 수행하고 성능에 크게 영향을 미치는 설계변수를 파악하여 최적화 문제를 구성하였고 전역적 최적화 기법을 이용하여 최소 중량을 가지는 CRW 항공기의 최적형상을 도출하였다.

• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.83-90
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• 2008

차세대 저궤도 위성의 탑재소프트웨어 저장메모리는 부트 코드와 모니터 소프트웨어를 내장한 부트 롬과 비행소프트웨어 이미지를 저장한 듀얼 NVMEM 형태로 개발되고 있다. 부트 롬에 내재된 부트 로더는 프로세서 초기화 이후 GPIO의 입력에 따라 비행소프트웨어 모드 혹은 모니터 모드로 천이하게 된다. 비행소프트웨어 모드에서는 듀얼 NVMEM중 선택된 NVMEM에 대한 CRC를 체크하여 정상적일 경우 NVMEM에 저장되어 있는 탑재소프트웨어를 코드가 수행 될 RAM으로 적재 한 후 VxWorks RTO5를 구동하여 테스크를 생성하여 탑재소프트를 수행하게 된다. 모니터 모드에서는 지상에서 NVMEM reprogramming을 가장 메인으로 수행하며 기본적인 보드 레벨 테스트를 수행할 수 있다. 본 논문에서는 차세대 저궤도 위성의 부트 롬 소프트웨어 설계 및 시뮬레이터 기반의 검증 방법에 대하여 기술한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권12호
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• pp.857-866
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• 2022

고정익 UAV는 다른 항공기 플랫폼보다 항속거리와 항속시간에서 큰 이점을 가진다. 이러한 이유로 군에서 정찰용으로 많이 사용된다. 본 연구에서는 랜딩기어를 포함한 고정익 UAV의 모델링을 실시하고, 비행조종컴퓨터에 사용될 유도 및 제어기 설계 및 HILS 환경 구축을 실시하였다. 또한 이륙, 순항, 착륙의 모든 과정을 자동으로 수행하는 오토파일럿 시스템을 제작하였다. 연구에 사용한 고정익 UAV를 Datcom 및 AVL 공력해석 소프트웨어를 사용하여 공력계수를 추출하고 6자유도 모델링을 실시하였다. 비행조종컴퓨터는 항공기의 16개의 비행모드를 분별하여 Carrot Chasing 기반 유도 명령을 생성하는 유도기와 Nonlinear Dynamic Inversion 기법을 사용한 제어기로 구성되어있다. SIMULINK를 사용하여 구현된 모델링과 비행조종컴퓨터는 RTNgine을 사용하여 HILS 환경을 제작하여 고정익 UAV의 통합 시뮬레이션 환경을 제작하였다.

• 한국항공운항학회지
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• 제16권3호
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• pp.7-14
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• 2008

In modern aircraft, an autopilot system is getting more important. There are not many autopilot systems applied to small aircraft. Also the autopilot system in large or medium aircraft is difficult to apply to small aircraft directly. It is necessary to make a new autopilot system for small aircraft. In this paper, we implement the small aircraft simulator with autopilot system using SIMULINK. The various modes of autopilot - such as altitude select/hold, attitude hold, heading hold, etc. - are implemented to the flight simulator and tested. We also implement the VOR mode for aircraft guidance.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.581-585
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• 2009

본 연구를 통하여 스크램제트 엔진을 적용한 극초음속 추진기관 개발에 대비하여 로켓 기반 복합사이클 엔진 개념연구를 수행하였다. RBCC엔진은 지상고도 정지 상태에서 출발하여 고도 30km, 마하 8 에 도달하는 것을 목적으로 하며, 마하 3까지는 이젝터 제트 모드, 마하 3-6 영역에서는 램제트 엔진모드, 마하 6 이상의 영역에서는 스크램제트 모드로 구동한다. 본 논문에는 RBCC엔진의 각 작동 영역에서의 설계 기법 및 해석 기법을 논의한다.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 1992년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.173-177
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• 1992

The Helicopter has a lot of flight modes. The most characteristic flight mode is Hovering. It enables the helicopter to be used in many situations. However, a helicopter has nonlinear dynamics so its mathematical modeling is very difficult. Hence it is not easy to control helicopter in hover. In this paper, RC model helicopter is selected as a plant. To stabilize the behavior of RC model helicopter, Fuzzy alogrithm is used as a controller and one camera is used as a sensor. To get proper Information from camera Image, three characteristic points are attatched to the helicopter and a position recognition algorithm is developed. Experiments are performed to stabilize 3 rotational motions synchronousely with fuzzy control algorithm. As a result, Fuzzy control represents better performances than the conventional PID control.

• 한국추진공학회지
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• 제5권1호
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• pp.10-17
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• 2001

본 논문에는 러시아 중앙엔진연구소의 스크램젯 시험 설비의 공력 특성이 제시되었다. 본 논문에서 시험 설비 노즐 출구의 온도와 마하 분포는 마하 6의 비행 조건을 시뮬레이션하여 얻어진 것이다. 시험 설비 작동 범위에 스크램젯 모델을 설치한 조건에서 노즐 입구로 공기를 가열하지 않은 조건과 가열한 조건에서 분사함으로써 다양한 작동 모드의 유효 압력 차와 조절 특성을 얻었다.

• 한국항공운항학회지
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• 제15권4호
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• pp.24-32
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• 2007

In this study, computational structural vibration analyses of a smart unmanned aerial vehicle (SUAV) with tilt-rotors due to dynamic hub loads have been conducted considering detailed supporting structures of installed equipments. Three-dimensional dynamic finite element model has been constructed for different fuel conditions and tilting angles corresponding to helicopter, transition and airplane flight modes. Practical computational procedure for modal transient response analysis is successfully established. Also, dynamic loads generated by rotating blades and wakes in the transient and forward flight conditions are calculated by unsteady computational fluid dynamics technique with sliding mesh concept. As the results of present study, transient structural displacements and accelerations of the vibration sensitive equipments are presented in detail. In addition, vibration characteristics of structures and installed equipments of which safe operation is normally limited by the vibration environment specifications are physically investigated for different flight conditions.