• 한국소성가공학회:학술대회논문집
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• 한국소성가공학회 2003년도 춘계학술대회논문집
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• pp.397-401
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• 2003

In this work, diamond turning process is used to produce mirror surface on a Al cone. The Al cone as used as a mirror which can reflect a laser beam without scattering and, hence, it is critical to minimize the surface roughness of a Al cone. During diamond turning, feedrate and tool nose radius are changed to investigate characteristics of the ultra precision machined surface of a Al cone. A laser beam of 633 nm is applied to examine the effect of surface roughness on the characteristics of reflectivity. It is found that surface roughness is not significantly affected by feedrate. The main factor influencing surface roughness is tool nose radius. The line patterns of reflected laser beams show that the minimum surface roughness of 0.08 $\mu\textrm{m}$ (Ra) is required to avoid scattering phenomena of reflectivity.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2007년도 춘계학술대회B
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• pp.2534-2539
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• 2007

Launch vehicles are exposed to aerodynamic heating conditions while flying at high Mach numbers in the atmosphere. In this study aerodynamic heating test for fairing nose-cone was done using ATSF(Aerodynamic Thermal Simulation Facility) and Engineering Model for fairing. ATSF is a facility that can simulate given temperature profile using about 4,000 halogen heaters on fairing model. Aerodynamic heating profile is got from result of thermal analysis using MINIVER, Thermal Desktop and SINDA/FLUINT. After aerodynamic heat test, it is found that initial temperature of fairing inner surface and thickness of BMS has important effects on temperature of fairing inner surface. Also it is confirmed that maximum temperature of fairing nose-cone inner surface during flight is lower than allowable temperature limit. Later, thermal correlation between thermal analysis and experimental results will be done using aerodynamic heating test result

• 한국항공우주학회지
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• 제30권6호
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• pp.14-20
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• 2002

본 논문에서는 3단형 과학로켓(KSR-III) 기본형의 조건을 이용하여 선두부에서 발생하는 공력가열 현상을 예측하였다. 마하수 4.9, 10.2, 15의 극초음속 유동영역을 평형유동이라 가정하고 수치적 불안정성에 강건한 수치기법인 AUSMPW+ 수치기법과 충격파 정렬 격자계 (shock-aligned grid system)을 사용하여 반구형, Parabola형, 절두 원통형 선두부 형상에 따른 공력가열 현상을 계산하고 발사체 선두부에 사용되는 구조물인 복합재료의 열적안정성을 예측하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권1호
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• pp.23-32
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• 2016

초고속으로 비행하는 물체의 항력을 줄이기 위해 노즈콘으로부터 제트를 분사하는 다양한 연구가 진행되고 있다. 본 연구에서는 항력감소의 기초자료와 핵심 변수를 파악하기 위해서 미국의 항력감소용 분사 제트 연구 동향을 조사하고 요약하였다. 연구에 활용한 노즈콘 모델의 형상은 반구 실린더, 잘린 콘, 재돌입 캡슐이었으며, 각 모델의 시험조건에 대해 정리하였다. 항력감소의 핵심 변수는 분사제트의 마하수, 질량유량, 압력비율이다. 항력감소효과는 주어진 조건에 따라 다양한 결과를 보였지만, 최대 40~50% 정도까지 항력이 감소하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권3호
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• pp.49-55
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• 2017

가스터빈엔진의 성능시험을 위한 엔진 입구덕트를 1D 기법으로 Sizing 하였으며, 압축기 입구유동측정면(AIP, Aerodynamic interface plane)에서 경계층 두께를 최소화하고, 코어부 마하수분포가 균일하도록 설계하였다. 노즈콘 형상은 Haack-series 모델을 적용하고, 덕트 안쪽과 바깥쪽 면적변화율이 동일하도록 입구덕트 채널 바깥반경($r_o$)를 결정하여 설계목적을 구현하고자 하였으며, 이러한 형상이 설계목표에 부합하는지 확인하기 위하여 CFD를 수행하였다. AIP면에서 정압력분포는 최대값과 최소값 차이가 0.16% 이었으며, 마하수분포에서 경계층은 덕트반경 길의 2% 이내로 설계목표를 만족하였다. 이때 균일유동 코어부는 채널높이의 95% 이상이었다. 또한 입구유동의 전온도를 측정하기 위한 키엘 전 온도레이크 위치는 온도 회복계수가 최대화 되도록 마하수가 0.1 이하 지역인 노즈콘 전방 100 mm 이내이어야 함을 확인하였다.

• 치위생과학회지
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• 제23권3호
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• pp.193-198
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• 2023

Background: The nose is located at the center of the face, and it is possible to determine race, sex, and the like. Research using the nasal index (NI) classification method to classify the shape of the nose is currently in progress. However, domestic research is required as most research is being conducted abroad. In this study, we used a 3D program to confirm the ratio of the nose shape of Koreans. Methods: One hundred patients (50 males and 50 females) in their 20s were evaluated (IRB approval no. DKUDH IRB 2020-01-007). Cone beam computed tomography was performed using the Mimics ver.22 (Materialise Co., Leuven, Belgium) 3D program to model the patient's skull and soft tissues into three views: coronal, sagittal, and frontal. To confirm the ratio of measurement metrics, analysis was performed using the SPSS ver. 23.0 (IBM Co., Armonk, NY, USA) program. Results: Ten leptorrhine (long and narrow) type, 76 mesorrhine (moderate shape) type, and 14 platyrrhine (broad and short) type noses were observed. In addition, as a result of sex comparison, five males had the leptorrhine (long and narrow) type, 40 mesorrhine (moderate shape), and five platyrrhine (broad and short) types. For females, five patients had the leptorrhine (long and narrow) type, 36 patients had the mesorrhine (moderate shape) type, and nine patients had the platyrrhine (broad and short) type. Conclusion: This study will be helpful when performing nose-related surgeries and procedures in clinical practice and for similar studies in the future.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제7권3호
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• pp.308-313
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• 2006

포탄의 탄착점은 대포의 형상, 제작공차, 제어시스템 그리고 발사체의 제작공차 등 여러 변수의 함수이다. 본 논문에서는 포탄의 탄두를 본체와 분리, 움직임이 가능한 형태로 부착하여 탄착점의 정확도를 향상시키는 가능성에 대하여 검토하였다. 기존의 포탄이 갖는 6 개의 자유도에 탄두의 3 개의 자유도를 더한 9 자유도의 동역학 식을 유도하였고 시뮬레이션을 통하여 가변탄두를 갖는 발사체가 탄두부분의 피치(pitch)와 요(yaw) 회전운동을 통하여 발사 초기의 불확실성을 흡수할 수 있음을 확인하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2004년도 추계 학술대회논문집
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• pp.197-201
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• 2004

A design optimization of Sphere-Cone blunt nose hypersonic flight vehicle has been studied by using upwind Navier-Stokes method and numerical optimization method. Heat transfer coefficient and drag coefficient are selected as objective function or design constraint. Control points of Bezier curve are considered as design variable.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권11호
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• pp.903-910
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• 2020

본 논문은 AESA 레이다를 탑재한 항공기가 비행 중 발생하는 바람과 진동에 의해 받는 영향을 평가하기 위한 시뮬레이터를 소개한다. AESA 레이다는 항공기의 노즈콘(nose cone)에 탑재하며, 비행 시 공기의 저항력에 의한 진동이 발생한다. 이 진동은 AESA 레이다의 거동에 영향을 주며, 수신한 신호의 위상 오차를 야기할 수 있다. 시뮬레이터는 레이다의 위치와 자세를 정확하게 모의하기 위해 강체 동역학, 평균 바람/난류, 그리고 모드/환경 진동에 대한 수학적 모델과 노즈콘에 대한 기하모델을 고려한다. 일련의 테스트 시나리오에 기반한 연구가 개발된 시뮬레이터의 효율성을 입증하기 위해 수행되었다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제6회(2016년)
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• pp.78-80
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• 2016

우주발사체와 항공 분야에서 초음속과 극초음속 영역에서 비행체의 항력을 최소화하기 위한 최적 형상설계 연구가 활발히 진행되고 있다. 본 논문에서는 마하수 2의 초음속 영역에서 대표적인 비행체 선두부 형상 3가지에 대한 수치해석을 eMEGA 프로그램을 활용해 격자를 생성하고 eDAVA 프로그램을 활용해 유동 해석을 수행하였다. 그 결과 자유유동 마하수 2의 초음속 영역에서는 선두부 형상이 뾰족한 Cone 형상이 3가지 형상 중 작용하는 항력이 가장 적게 나타났고, 선두부가 무딘 형상이 극초음속 영역에서 가장 적합한 현상과 다르게 나타났다.