• 한국추진공학회지
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• 제10권2호
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• pp.46-52
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• 2006

현재까지 적용되고 있는 추력제어 장치로는 크게 노즐의 확대부에 장착되어 화염의 방향을 조종하는 제트베인(jet vane), 제트탭(jet tab)방식과 노즐자체를 회전하는 방식인 볼/소켓형(ball & socket) 노즐, 플렉시블 씰형 (flexible seal)노즐로 구분된다. 본 연구는 노즐자체를 회전하여 추력방향을 제어하는 볼/소켓형(ball & socket) 노즐이 회전할 경우 발생되는 유입부의 비대칭성이 노즐 성능에 미치는 영향을 예측하기 위하여 수행한 3차원 수치해석결과와 공압시험 결과를 수록하였다. 유동해석 결과 유입부의 비대칭성이 유동에 미치는 영향은 노즐 목을 지나면서 현저히 줄어들고 하류 유동에 미치는 영향이 미비하였으며 해석된 주 추력의 크기는 시험에서 측정된 추력과 비슷한 경향을 나타내었으나 측 추력의 경우 시험 값보다 낮게 나타났다. 또한 시험의 결과 기하학적으로 회전된 회전각에 의한 추력방향과 측정된 추력의 방향이 일치하지 않음을 알 수 있었다.

• 한국지반공학회논문집
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• 제19권2호
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• pp.107-121
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• 2003

중력식 안벽의 내진 안정성을 분석할 때, 중력식 안벽에 발생하는 하중성분의 크기와 위상관계를 명확히 결정하는 것이 중요하다. 일반적으로 안벽에 발생하는 하중성분은 안벽 관성력, 토압 그리고 수압으로 구성되어 있으며, 각 하중성분들의 크기와 위상관계는 배면지반에 발생하는 과잉간극수압의 크기에 따라 변한다. 벽체배면과 뒤채움 토체 사이의 접촉면에서 발생하는 동적작용력은 이러한 힘들의 상호작용에 의하여 발생한다 본 연구에서는 벽체 작용하중 산정식들로부터 구한 각 하중성분들의 크기를 조합하여 배면 동적작용력의 크기와 위상변화를 배면 과잉간극수압의 함수로써 산정하는 간단한 하중산정 모델을 제안하였으며, 진동대 실험결과와 이 모델의 예측결과를 비교하여 모델의 적용성을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권6호
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• pp.422-428
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• 2019

수직미익이 없는 전익기 형상은 낮은 레이더반사면적(RCS) 특성으로 인해 최근 UCAV를 위한 대표적인 형상으로 대두되고 있다. 무미익 전익기 형상은 방향축 관점에서 보면 정적으로 불안정하면서도 이를 효과적으로 제어하기 위한 수직 조종면이 없다는 두 가지 난제를 모두 갖고 있다. 이같은 형상을 제어하기 위해서는 추력 벡터링을 적용하거나 날개의 항력차이를 이용하는 드래그 러더(Drag Rudder) 형태의 에일러론 또는 스포일러 등을 적용할 수 있다. 본 논문에서는 전익기 형상의 횡방향축 공력특성 및 드래그 러더 중 스포일러 형태의 조종면에 대한 공력특성을 설명한다. 또한, PI 구조의 제어설계 기법을 사용하여 전익기의 횡방향축 운동을 효과적으로 제어할 수 있음을 제시하고, 비행시험을 통하여 설계된 제어기로 안정적인 비행이 가능함을 보였다.

• 한국지반환경공학회 논문집
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• 제4권1호
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• pp.19-28
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• 2003

통상 콘크리트 옹벽에 작용하는 수평토압 산정에는 Rankine이나 Coulomb의 토압이론을 사용하고 있으나 문헌연구결과, 실제 옹벽 벽체에 발생하는 변위인자에 의한 영향으로 벽체 중단부 이상에서는 주동토압 상태를 나타내고 있으나 벽체 중단부 하단에서는 주동토압보다 큰 토압을 가지고 있다. 본 연구에서는 이와 같은 수평토압을 저감하기 위한 방안의 하나로 압축성 재료인 EPS를 벽체 배면에 설치하여 배면토체의 변위를 인위적으로 유발함으로서 수평토압의 크기를 저감시킬 수 있는 방안을 제시하였다. EPS에 의한 수평토압 저감효과, 최적의 EPS 포설두께 및 밀도를 알아보기 위한 실내모형토조시험을 실시하였으며 그 효과가 검증되었다. 실내모형토조시험에서 도출된 결과를 이용한 현장 시험시공결과, EPS 포설에 의해 약 20%의 수평토압저감효과를 가질 수 있는 것으로 평가되었다.

• 전산구조공학
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• 제3권2호
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• pp.77-88
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• 1990

환경조건 및 내부의 유공부 크기와 위치가 변화함에 따라 평판의 두개의 고유치(고유 진동수와 탄성 임계하중)는 어떻게 변화하며, 이들 고유치 상호간의 관계는 어떻게 되는지 검토 하기로 한다. 이상과 같은 검토 목적에는 수치 해석법이 적당한데 본 논문에서는 그 중의 하나인 유한 요소법을 채택하기로 한다. 유한 요소법에서 이용할 요소는 각 절점에서 자유도가 3, 따라서 요소 전체의 자유도가 12인 사각형 요소이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.289-292
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• 2008

Highly over-expanded nozzle of the rocket engines will be excited by non-axial forces due to flow separation at sea level operations. Since rocket engines are designed to produce axial thrust to power the vehicle, non-axial static and/or dynamic forces are not desirable. Several engine failures were attributed to the side loads. Present work investigate the unsteady flow in an over-expanded rocket nozzle in order to estimate side load during a shutdown/starting. Numerical computations has been carried out with density based solver on multi-block structured grid. Present solver is explicit in time and unsteady time step is calculated using dual time step approach. AUSMDV is considered as a numerical scheme for the flux calculations. One equation Spalart-Allmaras turbulence model is selected. Results presented here is for two nozzle pressure ratio i.e. 100 and 20. At 100 NPR, restricted shock separation (RSS) pattern is observed while, 20 NPR shows free shock separation (FSS) pattern. Side load is observed during the transition of separation pattern at different NPR.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제9권1호
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• pp.31-41
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• 2008

This paper deals with the energy saving problem of the follower aircraft in the loose leader-follower formation geometry in which the lateral separation between formation members is more than a wingspan of the leader aircraft. This formation geometry offers no drag benefit, but has a strategic advantage. In the case of loose formation flight, the follower aircraft usually consumes more energy than the leader aircraft because the follower aircraft should use more thrust to maintain given formation geometry, especially during the turning phase from the outside of the leader"s flight path or join-up phase. A formation control scheme based on the energy maneuverability is proposed in this paper. To design the proposed control law, the velocity command is designed using feedback linearization for the horizontal formation geometry and then coverts it to the altitude command using the energy equation. Numerical simulation is performed to verify the effectiveness of the proposed controller.

• 대한전기학회논문지:전기기기및에너지변환시스템부문B
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• 제49권3호
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• pp.138-144
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• 2000

The detent force caused by the interaction of magnets with the teeth of a armature core deteriorates the driving performance of a permanent magnet linear synchronous motor. In this paper, we analyze the fields and forces of a linear synchronous motor with segmented or skewed magnet arrangement according to lateral overhang length of permanent magnets. For the analysis, the 3-dimensional equivalent magnetic circuit network method is used. The detent force and the static thrust are analyzed according to the segmented or skewed angle and the overhang length of permanent magnets, and the optimal angles that the detent force is minimized are found out in each case. The analysis results are compared with the experimental ones and shown a reasonable agreement.

• 융복합기술연구소 논문집
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• 제7권2호
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• pp.1-5
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• 2017

The rotating electrodynamic wheel over a conductive plate produces thrust force as well as normal force. Specially, separating the conductive plate and spacing apart each part, the lateral stability of the rotating wheel is guaranteed due to the restoring force into neutral position. In this paper, the force characteristics of the electrodynamic wheel rotating over the conductive plate is analyzed using the finite element tool. First, the dominant parameters are identified considering the geometric configuration and the operating condition. And the sensitivity for the parameter deviation is quantified for the high force density. The above topology can be applied as an actuating principle for inter-city train as well as contact-free transfer device.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.78-81
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• 2008

A numerical study of the unsteady flow in an over-expanded thrust optimized contour and compressed truncated perfect rocket nozzle is carried out in present paper. These rocket nozzles are subject to flow separation in transient phase at engine start-up and/or engine shut-down. The separation flow structures at different pressure ratios are observed. The start-up process exhibits two different shock structures such as FSS (Free Shock Separation) and RSS (Restricted Shock Separation). For a range of pressure ratios, hysteresis phenomenon occurs between these two separation patterns. A three-dimension compressible Navier-Stokes solver is used for the present study. One equation Spalart-Allmaras turbulence model is selected. The computed nozzle wall pressures show a good agreement with the experimental measurements. Present results have shown that present code can be used for the analysis of the transient flows in nozzle.