• 한국항공우주학회지
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• 제32권8호
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• pp.118-128
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• 2004

화염에 의한 종방향 공력 특성의 변화를 해석하기 위하여 고형 화염 모형을 이용한 풍동 시험과 고형 화염 모형과 제트 화염 모델을 이용한 난류 유동 수치 해석을 실시하였다. 화염 경계면 근사 가법을 이용하여 산출한 형상을 본떠 화염 모형을 제작하였으며 제트 화염 모델링 기법을 이용하여 공기와 실제 화염의 열역학적 차이로 인한 오차를 보정한 공기 제트 화염을 생생하였다. 화염과 외부 공기의 간섭에 대해 난류 모델간의 비교를 통하여 정확도와 격자 의존성 등에서 Spalart-Allmaras 모델이 좋은 결과를 주었다. 수치 해석을 통하여 고형 화염 모형과 제트 화염의 차이를 분석하였으며, 실제 비행 시험에 대한 화염 영향을 분석하기 위하여 연소실과 대기 압력 비와 레이놀즈수에 따른 변화를 해석하였다.

• 방송공학회논문지
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• 제19권4호
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• pp.533-546
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• 2014

본 논문은 Time-of-Flight(ToF) 깊이 카메라와 DSLR을 이용한 사진측량 기반의 복합형 카메라시스템 구성방법을 제안한다. ToF 깊이 카메라는 깊이 정보를 실시간으로 출력하는 장점이 있지만 제공되는 명암 영상의 해상도가 낮고 획득한 깊이 정보가 물체의 표면상태에 민감하여 잡음이 발생하는 단점이 있다. 따라서 깊이 카메라를 이용한 입체 모델 생성을 위해선 깊이 정보의 보정과 함께 고해상도 텍스처맵을 제공하는 복합형 카메라의 구성이 필요하다. 이를 위해 본 논문은 상대표정을 수행하여 깊이 카메라와 DSLR의 상대적인 기하관계를 추정하고 공선조건식 기반의 역투영식을 이용하여 텍스처매핑을 수행한다. 성능검증을 위해 기존 기법의 모델 정확도와 텍스처매핑 정확도를 비교 분석한다. 실험결과는 제안 기법의 모델 정확도가 더 높았는데 이는 기존 기법이 깊이 카메라의 잡음이 있는 3차원 정보를 기준점으로 사용하여 절대표정을 수행한 반면에 제안 기법은 오차정보가 없는 두 영상간의 공액점을 이용했기 때문이다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제18권2호
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• pp.66-71
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• 2013

In this paper, the supersonic flows around space launch vehicles have been numerically simulated by using a 3-D RANS flow solver. The focus of the study was made for investigating plume-induced flow separation(PIFS). For this purpose, a vertex-centered finite-volume method was utilized in conjunction with 2nd-order Roe's FDS to discretize the inviscid fluxes. The viscous fluxes were computed based on central differencing. The Spalart-Allmaras model was employed for the closure of turbulence. The Gauss-Seidel iteration was used for time integration. To validate the flow solver, calculation was made for the 0.04 scale model of the Saturn-5 launch vehicle at the supersonic flow condition without exhaust plume, and the predicted results were compared with the experimental data. Good agreements were obtained between the present results and the experiment for the surface pressure coefficient and the Mach number distribution inside the boundary layer. Additional calculations were made for the real scale of the Saturn-5 configuration with exhaust plume. The flow characteristics were analyzed, and the PIFS distances were validated by comparing with the flight data. The KSLV-1 is also simulated at the several altitude conditions. In case of the KSLV-1, PIFS was not observed at all conditions, and it is expected that PIFS is affected by the nozzle position.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권5호
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• pp.72-78
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• 2019

전투기 흡입구 덕트 구조물 설계에 중요한 하중조건으로 흡입구 해머쇼크 조건이 있다. 엔진 압축기 내부유동의 갑작스런 감소에 의하여 큰 압력의 해머쇼크가 발생하게 된다. 압축충격파인 흡입구 해머쇼크 해석을 위한 전통적인 방법은 극단적인 조건들의 조합을(최대 속도, 해수면, 저온 대기) 이용하였지만, 90년대 이후 확률론적 방법을 통해 적절한 해머쇼크 설계압력을 제시한 논문들이 발표되었다. 이를 참고로 본 연구는 한국공군의 비행운용데이터를 활용하여 흡입구 해머쇼크 압력을 확률론적으로 접근하였고, 이를 통해 전통적인 방법 대비 약 30 % 감소된, 흡입구 설계용 해머쇼크 압력을 해석하였다.

• 한국운동역학회지
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• 제15권4호
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• pp.43-53
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• 2005

This study is to define how the difference of athletic change influence on the last regrasp after somersault in Belle movement of parallel bars. For his study, the following conclusion was produced by analysis of athletic change by means of three dimensional visual image in three athlete of nation. 1. As the picture of S1, there are total used time(2.01 sec), S3(2.17 sec) and S2(2.19 sec). In case of a short needed time, it is difficult for them to perform the remaining movement of the vertical elevating flight easily and comfortably, it is judged as performing the small movement with restrict swing. 2 In the change of body center sped by each event, it is calculated as $-89.1^{\circ}$ the narrowest in S1, $-81.96^{\circ}$ the widest and then $86.34^{\circ}$ in S3. In E3 event, average compound speed is 4.07m/s, S2 showed the fastest speed of 4.14m/s whereas S1 the narrowest angle of 3.95m/s. 3. A shoulder joint and coxa are the period of mention in E3. In E4 which was pointed out the longest vertical distance, S2 that is indicated the highest vertical height as the period of detach in parallel bars. showed -3.91m. This is regarded as a preparatory movement for dynamic performance after using effectively elastic movement of shoulder joint and coxa while easily going up with turning back movement. In the 5th phrase, long airborne time and vertical change position is showed as the start while regrasping securely air flight movement from high position. 4. In E5, a long flight time and a long vertical displacement were shown as the regrasp after somersault efficiently in high position with stability from the point of the highest peak of the center of the body. Especially, S2 is marked as a little bit long position, while S1 is reversely indicated as performing somersault and unstable motion in a low position. 5. In E3, at the point of the largest extension of the shoulder joint and hip joint the shoulder joint is largely marked in $182^{\circ}$ and the hip point $182^{\circ}$ in S2. The shoulder joint is marked at the smallest angle in $177^{\circ}$ and the hip point $176^{\circ}$ in S1. And S1 is being judged by its performance of the less self - confident motion with lessening a breath of swing. S2 makes the most use of flexion and extension of the shoulder joint and the hip joint effectively. It was performed greatly with swinging and dropping the rotary movement and the rotary inertia naturally. 6. In E6, as the point of regrasp of the upper arm in parallel bars it is recognized by the that of components of vertical and horizontal velocity stably. During this study, the insufficient thing and the study on the parallel bars at a real game later are more activated than now. If it is really used as the basic materials by means of Belle Picked Study of Super E level after Bell movement, you may perceive the technique movement previously and perform without difficulty. Especially, such technique as crucifix is quite advantageous for oriental people thanks to small body shape condition. In conclusion we will nicely prepare for our suitable environment to gradually lessen trials and errors by analyzing and studying kinematically this movement.

• 비파괴검사학회지
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• 제36권5호
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• pp.345-352
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• 2016

높은 고도에서 운행되는 항공기는 -$50^{\circ}C$이하의 극저온 피로환경에 노출된다. 이때 반복하중을 통해 발생되는 크랙과 같은 미세결함은 항공기 구조물의 물성변화를 야기하고 구조물 파단과 같은 심각한 구조적 결함을 야기한다. 따라서 효율적인 구조물의 유지보수 및 수명 예측을 위해 구조물의 지속적인 상태진단이 필요하다. 본 연구에서는 실제 항공기 운행조건과 유사한 극저온 피로환경에서 항공기 날개의 구조 건전성 모니터링을 수행하였다. 초기 결함 탐지를 위해 사각배열 압전구동기 및 센서를 구조물 하단에 부착한 뒤, 유도초음파 기반 능동센싱 기법을 통해 손상에 의한 산란 및 반사파를 측정하였다. 이후 통계학적 모델 분석과 위상배열기법을 통해 손상 발생 시점을 파악 및 손상 위치 탐지를 실시하였다. 또한, 극저온 환경에서의 센서의 생존성 파악과 구조 건전성 모니터링 결과의 신뢰성 향상을 위해 센서자가진단을 실시하였다. 실험 결과, 제안된 기법을 통해 극한환경에서 운행되는 구조물의 초기 손상 탐지 및 손상 위치 탐지가 높은 정확도로 가능함을 확인하였다.