• 한국항공우주학회지
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• 제40권5호
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• pp.385-394
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• 2012

아음속-초음속 패널법(panel method)을 이용하여 항공기의 정적 안정성 미계수와 동적 안정성 미계수 및 조종미계수를 예측할 수 있는 프로그램을 개발하였다. 사용된 코드는 아음속-초음속 소스(source)와 말굽 와류(elementary horse shoe vortex)의 분포를 사용하고, 그 분포의 크기는 얇은 물체 근사(thin body approximation)을 적용하여 간략히 한 경계 조건을 이용하여 계산하였다. 항공기에 부착된 물체 좌표계에서 준정상(quasi-steady) 해석을 통해서 항공기 3축의 댐핑 계수를 예측하였다. 개발된 코드는 삼각날개(delta-wing)의 중립점(neutral point), 롤, 피치 댐핑 계수의 이론치와 비교하여 검증하였다. 마지막으로 F-18의 정적, 동적 안정성 미계수와 조종 미계수를 풍동 시험치와 계산치에 비교하여 개발한 코드의 정확성과 유용성을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권5호
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• pp.27-34
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• 2011

초음속 항공기에서 피치 편향이 가능한 추력편향 노즐에 대한 해석적 연구를 수행하였다. 초음속 항공기의 비행조건에서 터보팬 엔진의 기본성능을 도출하였으며, 이를 바탕으로 이차원형태의 피치 편향이 가능한 추력편향 노즐을 설계하였다. 상용 해석프로그램인 Fluent 를 이용하여 축소확대 노즐에 대한 기본 유동특성을 파악하고, 피치 추력편향시의 유동특성과 비교하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제8권1호
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• pp.21-31
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• 2007

Relaxed Static Stability (RSS) concept has been applied to improve aerodynamic performance of modern version supersonic jet fighter aircraft. The T-50 advanced supersonic trainer employs the RSS concept in order to improve the aerodynamic performance. And the flight control system stabilizes the unstable aircraft and provides adequate handling qualities. The T-50 longitudinal control laws employ a proportional-plus-integral type controller based on a dynamic inversion method. The longitudinal dynamic modes consist of short period with high frequency and phugoid mode with low frequency. The design goal of longitudinal control law is optimization of short period damping ratio and frequency using Lower Order Equivalent System (LOES) complying the requirement of MIL-F-8785C. This paper addresses phugoid mode characteristics such as damping ratio and natural frequency that is affected by the nonlinear control laws such as angle of attack limiter, auto pitch attitude command system and autopilot of pitch attitude hold.

• 한국복합재료학회:학술대회논문집
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• 한국복합재료학회 2004년도 추계학술발표대회 논문집
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• pp.116-120
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• 2004

A metal flaperon of a supersonic aircraft including the ribs, and skins was re-designed with a graphite/epoxy composite material to evaluate the weight saving effect. MSC/NASTRAN was used for the finite element analysis. The safety of the composite structures were evaluated in terms of the failure index, section cut, buckling, bearing/bypass and durability and damage tolerance analysis. After the application of the composite material, total weight saving of 25.6 pounds was achieved.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제14권6호
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• pp.580-586
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• 2008

Icing cloud generation system was developed to perform the in-flight icing simulation test for T-50 Supersonic Jet Trainer on the ground. The developed system successfully generated the almost natural icing cloud in the super-cooled state (liquid state) below freezing point and with the required LWC (Liquid Water Content). For full-scale aircraft icing test, an icing scaling method was adopted due to the limitation of wind generation speed with open-circuit type blower and its applicability was experimentally verified. Under the required in-flight icing condition based on the icing scaling method, T-50 aircraft subsystems were successfully operated and functionally checked.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.170-176
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• 2010

초음속 항공기에서 피치 편향이 가능한 추력편향 노즐에 대한 해석적 연구를 수행하였다. 초음속 항공기의 비행조건에서 터보팬 엔진의 기본성능을 도출하였으며, 이를 바탕으로 이차원형태의 피치 편향이 가능한 추력편향 노즐을 설계하였다. 상용 해석프로그램인 Fluent 를 이용하여 축소확대 노즐에 대한 기본 유동특성을 파악하고, 피치 추력편향시의 유동특성과 비교하였다.

• Tribology and Lubricants
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• 제13권2호
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• pp.82-88
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• 1997

This paper describes an empirical equation which can be used to predict the engine condition of supersonic aircraft. The equation, which is derived from the trend analysis of JOAP data, represents the concentration of Fe particles in the engine oil. The result of the trend analysis shows that the concentration of Fe particles is a function of running time of engine oil. Meanwhile the slope of Fe concentration is a function of running time of engine. Threfore, the empirical equation was derived as $w=a(t_e).t_o+b$. However, the equation could not enough to diagnose the damaged part of engine quantitatively. To make up for the weak points of the equation, qualitative analysis was carried out. For that purpose wear debris were collected from the abnormal engine and analyzed by EDS to detect the damaged parts of engine.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제6권3호
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• pp.257-272
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• 2019

Numerical study of the flutter of a plate on a viscoelastic foundation is carried out in the paper. Critical velocity of the flutter of a plate on an elastic and viscoelastic foundation is determined. The mathematical model for the investigation of viscoelastic plates is based on the Marguerre's theory applied to the study of the problems of strength, rigidity and stability of thin-walled structures such as aircraft wings. Aerodynamic pressure is determined in accordance with the A.A. Ilyushin's piston theory. Using the Bubnov - Galerkin method, the basic resolving systems of nonlinear integro-differential equations (IDE) are obtained. At wide ranges of geometric and physical parameters of viscoelastic plates, their influence on the flutter velocity has been studied in detail.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권7호
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• pp.655-660
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• 2007

카나드 형상 전투기급 항공기 기동성을 증대시키기 위하여 카나드-앞전플랩 스케줄링 법칙을 수립하였다. 이러한 카나드-앞전플랩 스케줄 법칙은 양항비를 최대로 하는 카나드-앞전플랩 변위각과 비행조건과의 관계이다. 이러한 목적으로 고속 영역에서 카나드-앞전플랩 변위각에 의한 양항특성을 예측하기 위하여 보정된 초음속 패널 방법을 사용하였다. 또한 예측된 스케줄링 법칙을 확인하기 위하여 1/20 시험 모형을 이용한 고속 풍동시험을 수행하였다. 고속 풍동시험 결과와 비교 시 초음속 패널 수치해석적 결과는 잘 일치하였다. 실험 및 수치 해석적 연구 결과를 기초로, 제시된 보정된 초음속 패널 방법은 카나드형상 전투기급 항공기 공력설계를 위한 카나드-앞전플랩 스케줄링 법칙 수립에 유용한 것으로 확인되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권6호
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• pp.92-100
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• 2002

본 연구에서는 천음속 미소교란 방정식을 이용하여 조종면의 강제 조화 운동을 고려한 전기체 형상에 대하여 천음속/초음속 비선형 플러터 특성을 파악할 수 있는 정밀 해석 시스템을 개발하였다. 본 시스템에는 충격파의 비선형 특성을 고려하기 위해 전산구조동역학, 유한요소해석 및 전산유체역학 기법을 동시에 연계하여 적용하는 연계시간 적분법을 도입하였다. 복잡한 전기체 형상에 대한 효과적인 격자생성을 위해 자체 자동격자 생성프로그램이 개발되었다. 천음속과 초음속 속도 영역에서 전기체 항공기에 대한 정적/동적 공탄성 특성을 고찰하였으며, 시간 영역에서 조종면 강제 조화운동에 대한 플러터 비행시험 시뮬레이션 결과들을 제시하였다.